Hydromechanische automatische Steuerungssysteme für Gasturbinentriebwerke. Allgemeine Informationen zu automatischen Steuerungssystemen für Fluggasturbinentriebwerke. Eines der Anzeichen für Unterschiede in den Kreisläufen von Zweikreismotoren ist die Art der Wechselwirkung der Strömungen im Inneren

Die Erfindung bezieht sich auf das Gebiet des Flugzeugtriebwerksbaus und kann zum Testen elektronischer Systeme (ACS) verwendet werden. automatische Steuerung Gasturbinentriebwerke (GTE) mit integrierter Steuereinheit (BVK). Der Kern der Erfindung besteht darin, dass der BVK durch Simulation von Ausfällen von ACS-Elementen nach dem Exponentialverteilungsgesetz und Ausfällen nach dem Normalverteilungsgesetz getestet wird Software(PO), dann wird die Anzahl der von der BVK lokalisierten Ausfälle bestimmt, und basierend auf der letzten und der Gesamtzahl der Ausfälle wird der Verifizierungsvollständigkeitskoeffizient als Verhältnis der lokalisierten Ausfälle zur Gesamtzahl der Ausfälle und die Zuverlässigkeitsmerkmale bestimmt des gesamten ACS werden unter Berücksichtigung dieses Koeffizienten berechnet. Das technische Ergebnis der Erfindung besteht darin, die Effizienz und Zuverlässigkeit von Tests zweikanaliger elektronischer automatischer Steuerungssysteme von Gasturbinentriebwerken mit BVK zu erhöhen. 1 Abb.

Zeichnungen für RF-Patent 2351909

Die Erfindung bezieht sich auf den Bereich des Flugzeugtriebwerksbaus und kann zum Testen elektronischer Systeme (ACS) zur automatischen Steuerung von Gasturbinentriebwerken (GTE) mit integrierter Steuereinheit (BVK) eingesetzt werden.

Es gibt eine bekannte Methode zum Testen einer hydromechanischen Selbstfahrlafette, um die Zeit zwischen Ausfällen des Systems zu bestimmen. Die Methode besteht darin, die führende Instanz der selbstfahrenden Waffe auf einem Laboranalog des Gasturbinentriebwerks zu installieren, Simulatoren von Sensoren und Aktoren des Gasturbinentriebwerks an die selbstfahrende Waffe anzuschließen und den elektrischen Antrieb der selbstfahrenden Waffe einzuschalten -Panzerpumpe und Prüfung der selbstfahrenden Waffe für einen Zeitraum, der der Lebensdauer der selbstfahrenden Waffe entspricht, wobei Fehler aufgezeichnet werden, die während des Testvorgangs auftreten.

Der Nachteil dieser bekannten Methode besteht darin, dass sie unwirtschaftlich ist: Die Kosten für die Stromkosten sind hoch, Verbrauchsmaterial(Kerosin, Wasser, Luft), Löhne des Servicepersonals, geringe Effizienz.

Im technischen Kern dieser Erfindung am nächsten kommt ein Verfahren zum Testen eines elektronischen selbstfahrenden Steuersystems eines Gasturbinentriebwerks, das darin besteht, die Ausfallraten der Steuersystemelemente experimentell zu bestimmen und die Zuverlässigkeitseigenschaften des Steuersystems unter Berücksichtigung zu berechnen Berücksichtigen Sie die Anzahl der Ausfälle des Steuerungssystems.

Der Nachteil dieser Methode ist ihre geringe Effizienz bei der Bestimmung der Zuverlässigkeitsindikatoren redundanter (z. B. zweikanaliger) elektronischer automatischer Steuerungssysteme mit einem entwickelten BVK, das bei Auftreten von Fehlern eine Neukonfiguration der automatischen Steuerung mit allmählicher Verschlechterung gewährleistet die Qualität der Steuerung des Gasturbinentriebwerks.

Ziel der Erfindung ist es, die Effizienz und Zuverlässigkeit von Tests zu erhöhen.

Dieses Ziel wird dadurch erreicht, dass bei der Testmethode ein zweikanaliges elektronisches automatisches Steuerungssystem (ACS) Gasturbinentriebwerk(GTE) mit integrierter Steuereinheit (BVK), die darin besteht, die Ausfallraten von ACS- und BVK-Elementen experimentell zu bestimmen und die Zuverlässigkeitseigenschaften des ACS unter Berücksichtigung der Anzahl der ACS-Ausfälle zu berechnen, zusätzlich den BVK zu testen und Ausfälle von zu simulieren ACS-Elemente nach dem Exponentialverteilungsgesetz und nach dem Normalgesetz der Verteilung von Softwarefehlern, dann wird die Anzahl der von der BVK lokalisierten Fehler bestimmt und basierend auf der letzten und der Gesamtzahl der Fehler wird der Verifizierungsvollständigkeitskoeffizient bestimmt als Verhältnis der lokalisierten Ausfälle zur Gesamtzahl der Ausfälle, und unter Berücksichtigung dieses Koeffizienten werden die Zuverlässigkeitseigenschaften des gesamten ACS berechnet.

Die Zeichnung zeigt ein Diagramm eines Geräts, das das vorgeschlagene Verfahren implementiert.

Das Gerät enthält einen Fehlersetzer 1, Wandler 2 bzw. 3 in elektrische und hydraulische Signale des Setzers, den Hauptelektronikteil (EC) 4, den ausführenden hydromechanischen Teil (HMC) 5 und den BVK 6 des ACS 7, Komparatoren 8 und 9 mit Direktzugriffsspeicher (RAM), Zähler 10, 11, 12, Verarbeitungsgerät 13 sowie Motormodell (MD) 14, wobei EC 4 über Wandler 2 und GMC 5 über Wandler 3 mit der Steuerung verbunden sind In 1 ist der Informationseingang des Komparators 8 mit dem Ausgang von EC 4 und der Steuereingang mit dem Eingang des Wandlers 2 verbunden, der Informationseingang des Komparators 9 ist mit dem Ausgang des GMCH 5 verbunden und der Der Steuereingang ist mit dem Eingang des Wandlers 3 verbunden, die Ausgänge der Komparatoren 8 und 9 sind mit dem Zähler 11 verbunden, der Ausgang des BVK 6 ist mit dem Zähler 10 verbunden, alle Zähler 10, 11, 12 sind mit dem verbunden Verarbeitungsgerät 13, der Ausgang des EC 4 ist mit dem Eingang des GMCH 5 verbunden, und der Ausgang des MC 5 ist mit dem Eingang von MD 14 verbunden, der Ausgang von MD 14 ist mit dem Eingang von EC 4 verbunden das ACS 7.

Das Gerät funktioniert wie folgt.

Der Controller 1, beispielsweise in Form eines PCs ausgeführt, läuft nach einem Programm, das sicherstellt, dass der Controller 1 Ausfälle der Elemente des ACS 7 gemäß dem Exponentialgesetz und die Software gemäß den Normalverteilungsgesetzen reproduziert , liefert über die Wandler 2 und 3 simulierte Fehler an den EC 4 und den GMCH 5 des ACS 7. Wenn am Ausgang von Controller 1 ein Fehlersignal erscheint, wird eine Einheit in Zähler 12 und am Ausgang von Wandler 2 oder 3 eingegeben eine Imitation eines Fehlers eines Elements oder einer Software erscheint in EC 4 oder GMCH 5 von ACS 7. Zu Beginn des Fehlersignals wird die Funktionalität in den RAM des Komparators 8 (oder 9 Fi-Ausgangszustand von EC 4) geschrieben. F1) oder GMCH 5 (F2) ACS 7.

EC 4 oder GMCH 5 ACS 7 reagieren zusammen mit MD 14 als Kontrollobjekt auf einen simulierten Ausfall. Führt die Reaktion des ACS 7 auf einen simulierten Ausfall zu einer Änderung der Ausgangsparameter des Gasturbinentriebwerks (MD 14), dann nimmt die Funktion F1 (bzw. F2) des Ausgangszustands einen neuen Wert F1“ (bzw. F2) an "). In diesem Fall erscheint am Ausgang des Komparators 8 (oder 9) ein Signal – ein Zeichen für einen Fehler, der zu einer Änderung der Ausgangsparameter des Gasturbinentriebwerks führt (MD 14). Diese Signale werden vom Zähler 11 gezählt.

Wird ein Scheinfehler vom BVK 6 erkannt, lokalisiert und bekämpft, so erscheint am Ausgang des BVK 6 ein Signal eines erkannten und „neutralisierten“ Fehlers. Diese Signale werden vom Zähler 10 gezählt.

Am Ende des Testzyklus werden die Zählerstände 12 (Gesamtzahl der simulierten Ausfälle N), 11 (Anzahl der Ausfälle, die zu Änderungen der Parameter des Gasturbinentriebwerks führen N mess), 10 (Anzahl der vom BVK N lok lokalisierten Ausfälle) angezeigt ) werden an die Verarbeitungseinrichtung 13 gesendet, wo Folgendes ermittelt wird:

Kontrollvollständigkeitskoeffizient Kpk

Vollständigkeitskoeffizient der Getriebeprüfung

Anschließend werden die Zuverlässigkeitsmerkmale des ACS als Ganzes berechnet: die Zeit zwischen Ausfällen, die zur Abschaltung des elektronischen Teils des ACS (Toech) führen, und die Zeit zwischen einem nicht behobenen Ausfall des ACS, der zu einer willkürlichen Änderung des Betriebsmodus führt des Gasturbinentriebwerks (T.vd) bestimmt.

Dabei werden folgende Abhängigkeiten genutzt:

wobei Checkpoint der Vollständigkeitskoeffizient der Überprüfung ist,

Kpk – Kontrollvollständigkeitskoeffizient,

Kvd – der Anteil unkontrollierter Ausfälle, die zum Abschalten des Motors führen,

Gesamtausfallrate von Elementen eines Kanals des elektronischen Teils des ACS:

m ist die Anzahl der Elemente in der selbstfahrenden Waffe.

Somit ist ein reibungsloser Kontrollübergang von ER 2 zu GMR 6 gewährleistet, d.h. verbessert die Betriebsqualität der Selbstfahrlafetten und erhöht dadurch die Zuverlässigkeit des Gasturbinentriebwerks und die Sicherheit des Flugzeugs.

Literatur

1. GOST 2343-79 „Zuverlässigkeit von Luftfahrtausrüstungsprodukten“.

2. „Umfassende Tests digitaler automatischer Steuerungssysteme von Gasturbinentriebwerken“, t.o. CIAM Nr. 10607, 1986

FORMEL DER ERFINDUNG

Eine Methode zum Testen eines zweikanaligen elektronischen automatischen Steuersystems (ACS) für ein Gasturbinentriebwerk (GTE) mit integrierter Steuereinheit (ICU), das darin besteht, die Ausfallraten der ACS- und ICU-Elemente experimentell zu bestimmen und die Zuverlässigkeit zu berechnen Merkmale des ACS unter Berücksichtigung der Anzahl der Ausfälle des ACS, dadurch gekennzeichnet, dass der BVK zusätzlich testet, indem er Ausfälle von ACS-Elementen nach dem Exponentialverteilungsgesetz und Softwareausfälle nach dem Normalverteilungsgesetz simuliert, dann die Anzahl der Die vom BVK lokalisierten Ausfälle werden ermittelt und auf der Grundlage der letzten und der Gesamtzahl der Ausfälle wird der Testvollständigkeitskoeffizient als Verhältnis der lokalisierten Ausfälle zur Gesamtzahl der Ausfälle bestimmt und die Zuverlässigkeitseigenschaften des gesamten ACS berechnet Berücksichtigen Sie diesen Koeffizienten.

Das automatische System (AS) eines Gasturbinentriebwerks eines Flugzeugs umfasst ein gesteuertes Objekt – ein Triebwerk und ein automatisches Steuergerät.

Das automatische Steuergerät eines Flugzeuggasturbinentriebwerks verfügt tatsächlich über mehrere unabhängige automatische Systeme. Automatische Systeme, die einfache Kontrollgesetze umsetzen, werden auch automatische Kontrollsysteme (ACS) genannt.

Die Abbildung zeigt (beispielsweise) ein Funktionsdiagramm eines AS, einschließlich eines Steuerobjekts für ein Gasturbinentriebwerk und eines automatischen Steuersystems.

Während der automatischen Steuerung erfährt der Motor Manager Und verstörend(extern und intern) Auswirkungen. Regelfaktoren (RF) stehen im Zusammenhang mit dem Motor Kontrolleinflüsse und dienen als Eingangssignale, die von bestimmten ACS-Schaltkreisen gebildet werden.

Zu den äußeren Einflüssen zählen Störungen durch Veränderungen Umfeld, d.h. R*v, T*v und Rn.

Zu den internen Einflüssen zählen Störungen, die durch zufällige Änderungen der Parameter des Motorströmungswegs verursacht werden, d. h. Verformungen und Kampfschäden an Motorteilen, Ausfälle und Fehlfunktionen von Motorsystemen, einschließlich der Klimaanlage.

Der Pilot ändert die Motorbetriebsart durch Beeinflussung des Gashebels und einstellbar(RP) und beschränkt(OP) Parameter In Bezug auf das Steuerobjekt – den Motor – sind die Ausgangssignale des Systems. Als Objekt der automatischen Steuerung zeichnet sich der Motor durch statische und dynamische Eigenschaften aus.

Statische Eigenschaften- manifestieren sich in stationären Betriebsbedingungen und sind durch die Abhängigkeit gesteuerter (einstellbarer) Parameter von Steuerfaktoren gekennzeichnet.

Dynamische Eigenschaften- in Übergangsmodi erscheinen, d.h. wenn sich Regelfaktoren und äußere Störeinflüsse ändern und durch die Eigenstabilität des Motors gekennzeichnet sind.

Eigene Stabilität des Motors- Dies ist die Fähigkeit des Motors, nach einer versehentlichen Abweichung von äußeren oder inneren Störeinflüssen selbstständig in seinen ursprünglichen Zustand zurückzukehren.

Lassen Sie uns herausfinden, ob das Turbostrahltriebwerk mit dem betrachteten Kraftstoffversorgungssystem stabil ist. Dazu stellen wir die Kurven des benötigten und verfügbaren Kraftstoffangebots in den Koordinaten G T, n dar. Kurve G t. Verbrauch (n) bestimmt die Kraftstoffzufuhr, die erforderlich ist, um stationäre Bedingungen mit unterschiedlichem η (statische Kennlinie) sicherzustellen. Die Kurve G T DIST (n) ist die Charakteristik einer Kolbenpumpe bei einem gegebenen φ w.

Die Abbildung zeigt, dass an den Punkten 1 und 2 die Betriebsarten sein können

Im Modus entsprechend Punkt 2:

Wenn n zu (n 2 +Δn) → G T DIST< G т. потр → ↓n до n 2 .

Wenn ↓n zu (n 2 -Δn)→ G T DIST > G t Verbrauch → n zu n 2 .

Somit kehrt der Motor in diesem Modus automatisch in seinen ursprünglichen Modus zurück, d. h. stabil.

Im Modus entsprechend Punkt 1:

Wenn n zu (n 1 +Δn) → G T DIST > G t Verbrauch.

Wenn ↓n zu (n 1 -Δn)→ G T DIST< G т. потр → ↓n

Diese. in diesem Modus der Motor instabil.

Die Bereiche stabiler und instabiler Modi werden durch den Tangentenpunkt der erforderlichen und verfügbaren Kraftstoffversorgungskurven getrennt. Dieser Punkt entspricht dem Betriebsmodus mit der sogenannten Grenzdrehzahl n gr.

Für n > n gr ist der Motor also stabil n< n гр - двигатель неустойчив

Daher ist ein stabiler Betrieb des Motors im n-Bereich zu gewährleisten< n гр необходима автоматическая система (регулятор), управляющая подачей топлива в двигатель.

Außerdem nimmt mit zunehmender Flughöhe n gr zu, d.h. der Bereich der stabilen Modi nimmt ab und in großen Höhen kann der gesamte Bereich der Betriebsmodi im instabilen Bereich liegen.

Folglich ist es notwendig, die Kraftstoffzufuhr über den gesamten Bereich von n mg bis n MAX automatisch zu steuern, was ohne automatische Systeme nicht möglich ist.

Automatische Systeme sollen die Kraftstoffzufuhr zum Motor steuern, um eine bestimmte (ausgewählte) Kontrollrecht.

Erwähnenswert ist auch die Notwendigkeit, den Gaseinlass und -auslass zu automatisieren.

Motorreaktion - Hierbei handelt es sich um einen Prozess, bei dem der Schub aufgrund des erhöhten Kraftstoffverbrauchs schnell zunimmt, wenn der Gashebel plötzlich nach vorne bewegt wird.

Es gibt Voll- und Teilabholung:

Volle Premiumqualität- Gasannahme vom MG-Modus in den „Maximum“-Modus.

Teilweise Abholung- Gasannahme von jedem Reisemodus in den höheren Reisemodus oder Maximalmodus.

Gasfreisetzung - Der Prozess der schnellen Reduzierung des Motorschubs aufgrund eines geringeren Kraftstoffverbrauchs, wenn sich der Gashebel plötzlich nach hinten bewegt.

Die Beurteilung der Injektivität und Gasfreisetzung erfolgt nach dem Zeitpunkt der Injektivität und dem Zeitpunkt der Gasfreisetzung, d.h. Zeit vom Beginn der Gashebelbewegung bis zum Erreichen des angegebenen Modus der Erhöhung oder Verringerung des Motorschubs.

Die Abholzeit wird bestimmt:

■ Trägheitsmomente der Motorrotoren;

■ Die Menge an überschüssiger Turbinenleistung (ΔΝ=Ν τ -Ν κ);

■ Luftstrom;

■ Drehzahl (n ND) des Anfangsmodus;

■ Bereich des stabilen Betriebs der Brennkammer von α Μ IN bis α Μ AX;

■ Kompressorstabilitätsmarge (ΔК У);

■ Die maximal zulässige Temperatur vor der Turbine

Die Gasfreisetzungszeit hängt ab von:

■ Trägheitsmomente der Motorrotoren;

■ Luftstrom;

■ Rotationsgeschwindigkeiten im Anfangsmodus;

■ Bereich des stabilen Betriebs der Klimaanlage;

■ Stabilitätsspielraum des Kompressors.

Die Bedingungen für den Kampfeinsatz von Flugzeugen erfordern eine möglichst kurze Beschleunigungszeit (τ Empfang) und Gasabgabe (τ SB), die maßgeblich deren Manövrierfähigkeit bestimmt. Dies ist eine der wichtigsten Anforderungen an militärische Flugzeugtriebwerke.

Das Umschalten des Motors von einem reduzierten Modus in einen höheren Modus wird durch eine (im Vergleich zur erforderlichen) überschüssige Kraftstoffzufuhr zum Motor erreicht, was zu einem Leistungsüberschuss (ΔΝ) an der Turbine führt. Offensichtlich ist τ der Empfang umso kleiner, je größer ΔG T.izb ist, wenn alle anderen Bedingungen gleich sind.

Die Erhöhung des überschüssigen Kraftstoffs zum Zweck der ↓τ-Aufnahme ist jedoch aus folgenden Gründen begrenzt:

Aufgrund von ↓ΔК У bis 0 kommt es zu einem instabilen Betrieb des Kompressors;

Wenn T* G > T* G max, ist eine Beschädigung der Elemente des C.S. möglich. und Turbinen;

Bei ↓α< α Μ IN произойдёт богатый срыв и погасание к.с. (самовыключение двигателя).

Basierend auf der Analyse der Motoreigenschaften wird der während des Beschleunigungsvorgangs zugeführte maximale Kraftstoffüberschuss (ΔG ISP t.pre =G t.pre -G t.input) ermittelt, der eine minimale τ-Aufnahme gewährleistet, ohne die Zuverlässigkeit des Motors negativ zu beeinflussen Triebwerkskomponenten, ΔG ISP t hängt von der Drehzahl der Rotoren und den Flugbedingungen des Flugzeugs ab (siehe Abbildung).

Die untersuchten AS n ND = const und G T = const sorgen nicht für die erforderliche Kraftstoffversorgung während des Beschleunigungsvorgangs – der Übergang der Pumpe zu erhöhtem GT erweist sich im Vergleich zur durch die Momente bestimmten Anstiegsgeschwindigkeit von G B als zu schnell der Trägheit der Motorrotoren. Und es ist fast unmöglich, die Anstiegsgeschwindigkeit von G T manuell zu steuern, indem man die Bewegungsgeschwindigkeit der Schubhebel ändert.

Daher muss das automatische Kraftstoffzufuhrkontrollsystem über spezielle automatische Vorrichtungen verfügen, die die Kraftstoffzufuhr während des Beschleunigungsvorgangs steuern. Solche Geräte heißen automatische Pickups.

Bei der Gasfreisetzung muss außerdem die Rate ↓G T begrenzt werden, um das Auftreten von Folgendem zu verhindern:

■ Instabiler Betrieb des Kompressors;

■ Aussterben von c.s.

Daher erfordert die Gewährleistung einer schnellen Gasfreisetzung (minimales τ SB) bei gleichzeitiger Aufrechterhaltung eines stabilen Motorbetriebs die Einführung einer zusätzlichen Automatisierung der Kraftstoffzufuhrsteuerung – Installation im System Gasfreisetzungsmaschinen.

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Der Beitrag untersucht das automatische Steuerungssystem eines Gasturbinentriebwerks (GTE-Automatiksteuerungssystem) für ein mobiles Flugzeug und analysiert seine Funktionsweise unter Berücksichtigung der gegenseitigen Beeinflussung der Dynamik der Treibstoffdosiereinheit und der Dynamik des Triebwerks. Die Ergebnisse der Modellierung des Betriebs des automatischen Gasturbinentriebwerks für ein ideales System und für ein System mit experimentellen Parametern werden vorgestellt. Die Idee, das Steuerungsobjekt in zwei Teile zu unterteilen, wurde identifiziert und begründet: eine Kraftstoffdosiereinheit und einen Motor. Basierend auf der Studie schlagen die Autoren vor, mathematische Modelle einzelner Teile des Systems in der Struktur des automatischen Steuerungssystems von Gasturbinentriebwerken zu verwenden, sowie einen intelligenten Ansatz zur Einführung eines logischen Blocks in die Struktur, um die Qualität zu verbessern Kontrolle. Dieser Ansatz zur Konstruktion von selbstfahrenden Gasturbinentriebwerken wird es ermöglichen, die Dynamik des separaten ausführenden Teils des Systems und des Triebwerks selbst sowie deren gegenseitige Beeinflussung zu berücksichtigen.

automatisches Kontrollsystem

Gasturbinentriebwerk

mobiles Flugobjekt

Aktuator

Kraftstoffdosiereinheit

mathematisches Modell

1. Wissenschaftlicher Beitrag zur Schöpfung Flugzeugmotoren. In zwei Büchern. Buch 1 Н34 / Rolle. Autoren; Jahr insgesamt Hrsg. V.A. Skibin und V.I. Corned Beef. – M.: Maschinenbau, 2000. – 725 S.: Abb.

2. Fuzzy-Modellierung und -Steuerung / A. Pegat; Fahrbahn aus dem Englischen – M.: BINOM. Laboratory of Knowledge, 2009. – 798 Seiten: Abb. – (Adaptive und intelligente Systeme).

3. RF-Patent Nr. 2013152562/06, 26.11.2013 / Nasibullaeva E.Sh., Darintsev O.V., Denisova E.V., Chernikova M.A., RU 237665 C1 Kraftstoffdosiergerät für ein Gasturbinentriebwerk // Russisches Patent Nr. 2537665.2013. Stier. Nr. 1.

4. Probleme des Entwurfs und der Entwicklung automatischer Steuerungs- und Überwachungssysteme für Gasturbinentriebwerke / S.T. Kusimov, B.G. Ilyasov, V.I. Vasiliev et al. - M.: Mashinostroenie, 1999. - 609 S.

5. Entwurf automatischer Steuerungssysteme für Gasturbinentriebwerke / Hrsg. B.N. Petrova. – M.: Maschinenbau, 1981. – 400 S.

Es ist bekannt, dass der Vorteil moderner mobiler Flugobjekte darin besteht, dass hohe Manövriergeschwindigkeiten das Abfangen eines fahrenden Fahrzeugs erschweren. Es ist auch möglich, verschiedene Kombinationen von Höhen und Fluggeschwindigkeiten zu verwenden: Den Hauptteil der Flugbahn fliegt das Gerät in großer Höhe mit geringem aerodynamischen Widerstand und vor dem Ziel erreicht es eine niedrige Höhe mit der maximal möglichen Fluggeschwindigkeit , was auch das Abfangen erschwert. Es ist möglich, auf jedem Teil der Flugbahn verschiedene Manöver durchzuführen.

Das Kraftwerk (PS) eines komplexen Flugzeugs ist ein kurzlebiges Gasturbinentriebwerk und in einigen Fällen ein Staustrahltriebwerk.

An das automatische Kontrollsystem (ACS) von Objekten solcher Kontrollsysteme werden in der Regel folgende Anforderungen gestellt:

• hohe Genauigkeit bei der Einhaltung bestimmter Parameter;
• minimale Komplexität der technischen Ausführung;
• die Möglichkeit, während der Durchführung eines Manövers von einem Modus in einen anderen zu wechseln, ohne die Qualität der Steuerung zu beeinträchtigen.

Um alle oben genannten Anforderungen zu erfüllen, ist es notwendig, einen neuen Ansatz für die Auswahl der Struktur des automatischen Steuerungssystems, für die Synthese von Steuerungsalgorithmen und für deren technische Umsetzung zu entwickeln. Diese Aussage basiert auf einer Analyse der Ergebnisse von groß angelegten Tests und auf zuvor durchgeführten theoretischen Studien.

Lassen Sie es uns anhand eines konkreten Beispiels erklären.

Betrachten wir das einfachste automatische Steuerungssystem für ein Steuerungsobjekt dieser Klasse (Abb. 1, a).

Reis. 1. a – das einfachste selbstfahrende Steuersystem eines Gasturbinentriebwerks (X 0 – spezifizierter Wert des Parameters, X – verarbeiteter Wert des Parameters, ξ – Systemfehler, u – Steuersignal); b – vorgeschlagene Struktur des selbstfahrenden Steuerungssystems des Gasturbinentriebwerks mit einem unterteilten Steuerungsobjekt in Windkanal und Gasturbinentriebwerk

Nach dem zuvor entwickelten Konzept wurden der Aktuator (AM) und der Motor als ein Ganzes betrachtet: als unveränderlicher Teil des Systems.

Dieser Ansatz hat sich bei der Synthese von Steueralgorithmen für Gasturbinentriebwerke im zivilen Bereich bewährt Flugzeug oder für die Transportluftfahrt. Bei solchen Regelobjekten laufen dynamische Prozesse im Kraftstoffsystem viel schneller ab als im Triebwerk, sodass ihr Einfluss auf das Gasturbinentriebwerk schlicht vernachlässigt wurde.

Anders verhält es sich bei kurzlebigen Gasturbinentriebwerken. In ihnen laufen transiente Vorgänge in der Kraftstoffversorgungseinheit und im Motor nahezu gleichzeitig ab. Diese Aussage wurde durch die Ergebnisse umfassender Tests wiederholt bestätigt.

Auf dieser Grundlage werden wir das Gasturbinentriebwerk und die Kraftstoffdosiereinheit (FDU) in separate Einheiten aufteilen (Abb. 1, b).

Bei einer einfachen Untersuchung des Betriebs des automatischen Steuerungssystems eines Gasturbinentriebwerks (Abb. 1, b), das aus verschiedenen Kombinationen von Parametern für die Übertragungsfunktionen für Gasturbinentriebwerke und Windkanäle besteht, wurde festgestellt, dass die Die Qualität der Steuerung (Genauigkeit, Vorhandensein von Überschwingern, Stabilitätsspielräume) ändert sich beim Wechsel von Modus zu Modus stark. Daher werden die Aufgaben der Analyse der Steuerungsqualität und der Synthese von Steuerungsalgorithmen für Objekte dieser Klasse sehr relevant.

Der Zweck der Arbeit besteht darin, das automatische Steuerungssystem eines Gasturbinentriebwerks eines komplexen Flugzeugs zu untersuchen und dabei die Dynamik der Parameter des ausführenden Teils des Systems und des Triebwerks zu berücksichtigen.

Darstellung des Problems

Betrachten wir das in Abb. gezeigte selbstfahrende Gasturbinentriebwerk. 1, geb. Das System besteht aus einem Vergleichselement (EC), einem Regler, einer Windkraftanlage und einem Gasturbinentriebwerk. Der Eingang des ES erhält den Anfangswert der Umdrehungszahl n0 und den resultierenden Wert der Umdrehungszahl n, am Ausgang wird eine Nichtübereinstimmung der eingehenden Parameter gebildet und ein Systemfehler - ξ gebildet. Der Fehler wird am Eingang des Reglers empfangen, am Ausgang wird ein Steuersignal u erzeugt, das dem Eingang des Windkanals zugeführt wird, am Ausgang wird ein Kraftstoffverbrauchssignal Gt erzeugt, das dem Eingang zugeführt wird das Gasturbinentriebwerk und dementsprechend wird ein Signal n erzeugt, das dem Eingang des ES zugeführt wird.

Die Übertragungsfunktionen des Windkanals und des Gasturbinentriebwerks sind Trägheitsverbindungen erster Ordnung, wobei die Zeitkonstante T = 0,7 s und die Verstärkung k = 1 beträgt. Der Regler ist eine isodrome Verbindung, deren Übertragungsfunktion ist, mit der Verstärkung k = 1, die Zeitkonstante T = 0,7 s.

Es ist notwendig, das automatische Steuerungssystem des Gasturbinentriebwerks zu untersuchen und eine Analyse der Steuerungsqualität unter Berücksichtigung der Dynamik des Windkanals und des Gasturbinentriebwerks durchzuführen.

Lösungsmethode

In Anbetracht der Tatsache, dass im vorgeschlagenen Schema des automatischen Steuerungssystems des Gasturbinentriebwerks das Steuerungsobjekt aufgeteilt wurde, ist es ratsam, nichtlineare Modelle getrennt für den Windkanal und das Gasturbinentriebwerk einzuführen und den Betrieb des Systems unter Berücksichtigung zu simulieren die Dynamik des Betriebs seiner Elemente.

Um das oben beschriebene automatische Steuerungssystem für Gasturbinentriebwerke zu untersuchen, wird außerdem vorgeschlagen, mathematische Modelle von Windkanälen und Gasturbinentriebwerken in die Systemstruktur einzuführen, um die Steuerungsqualität des gesamten Systems insgesamt zu verbessern . In Abb. Abbildung 2 zeigt ein Diagramm eines solchen selbstfahrenden Gasturbinentriebwerks.

Reis. 2. Das vorgeschlagene automatische Steuerungssystem eines Gasturbinentriebwerks, das einen Regler, einen Windkanal, ein Gasturbinentriebwerk, ein Windturbinenmodell, ein Gasturbinentriebwerksmodell und LB umfasst

Im logischen Block (LB) werden die Eingangssignale wie folgt analysiert: Auf Basis experimenteller Daten und Expertenmeinungen wird eine Wissensbasis aufgebaut. Hierzu werden Zusatzfunktionen für die Eingangsparameter des LB sowie für die Ausgangssignale gebildet. Die Beschreibung dieser Ansätze ist recht gut bekannt. Nachdem die erforderliche Änderung erzeugt wurde, liefert der LB die entsprechenden Signale an den Eingang des Vergleichselements und erzeugt so ein Steuersignal, das dem Eingang des Windkanals und seines Modells zugeführt wird. Der LB empfängt zwei Signale: Nichtübereinstimmung zwischen den Windkanal- und Gasturbinentriebwerksmodellen und den Windturbinen- und Gasturbinentriebwerksmodellen – Modellfehler (ξmodelei) und Nichtübereinstimmung zwischen dem Windkanal- und Gasturbinentriebwerksmodell – Windkanalfehler (ξ ADT) . Wie die Praxis zeigt, ist der GTE-Fehler gering und wird bei der Studie nicht berücksichtigt.

Simulationsergebnisse

Wir werden eine Untersuchung des automatischen Steuerungssystems von Gasturbinentriebwerken in der grafischen Simulationsumgebung Simulink durchführen.

Um die Qualität der Steuerung des selbstfahrenden Gasturbinentriebwerks zu beurteilen, führen wir folgende Anforderungen ein:

Amplitudenstabilitätsspielraum: nicht weniger als 20 dB;

Phasenstabilitätsspielraum: von 35 bis 80°;

Überschreitung: nicht mehr als 5 %;

Statischer Fehler: nicht mehr als ±5 % (±0,05);

Regulierungszeit: nicht mehr als 5 s.

Bei der Modellierung des Systems (Abb. 1, b) wurde festgestellt, dass nur bei Werten der Zeitkonstante (T) für die Übertragungsfunktionen des Windkanals und des Gasturbinentriebwerks T = 0,7 s, T = 0,5 s, Bei T = 1 s und dem Übertragungskoeffizienten k = 1 arbeitet das System optimal und erfüllt die Anforderungen an Regelgüte und Systemstabilität. Dies weist darauf hin, dass das System Parameter ändert, wenn es in anderen Modi arbeitet, deren Steuerungsqualität möglicherweise nicht den Anforderungen entspricht.

Daher nehmen wir den Wert der Zeitkonstante T = 0,7 s und den Verstärkungsfaktor k = 1 für das selbstfahrende Gasturbinentriebwerk und betrachten das System als ideal, das in der kommenden Studie als Standard verwendet wird.

Anhand experimenteller Daten, die während verschiedener Streckenpassagen gewonnen wurden, wurden Punkte ausgewählt, die mit Höhen- und Fluggeschwindigkeitsänderungen verbunden sind: für eine Zeit von 50, 200, 500 s.

Nach bekannten Formeln wurden unter Verwendung experimenteller Daten an ausgewählten Punkten die Werte der Zeitkonstante und der Verstärkung für den Windkanal und das Gasturbinentriebwerk ermittelt. Bei der Modellierung im ACS-Schaltkreis des Gasturbinentriebwerks wurden die Modelle der Windkraftanlage und des Gasturbinentriebwerks abwechselnd mit den erhaltenen experimentellen Parametern der Windkraftanlage und des Gasturbinentriebwerks geändert, was eine Analyse des Systems entsprechend ermöglichte den oben beschriebenen Anforderungen. In zukünftigen Arbeiten werden wir eine Simulationszeit von 50 s verwenden, da diese für die Durchführung der Studie ausreicht.

Reis. 3. Ergebnisse der Modellierung des automatischen Steuerungssystems des Gasturbinentriebwerks für eine Simulationszeit von 50 s: a - transienter Prozess des automatischen Steuerungssystems des Gasturbinentriebwerks mit experimentellen Daten (-), automatisches Steuerungssystem der Gasturbine Motor mit Modellen von Windkanal- und Gasturbinentriebwerken (- -); b – ideales selbstfahrendes Gasturbinentriebwerk; c - selbstfahrende Geschütze mit Gasturbinentriebwerk und Modellen

Die Ergebnisse der Modellierung des automatischen Steuerungssystems eines Gasturbinentriebwerks für einen Zeitraum von 50 s sind in Abb. dargestellt. 3. Die Modellierung des Systems erfolgte in drei Stufen: für ein ideales Schema mit den Parametern, die beim Entwurf des automatischen Steuerungssystems eines Gasturbinentriebwerks verwendet werden, sowie für ein System mit experimentellen Daten und ein System, das das verwendet Der oben beschriebene Ansatz verwendet mathematische Modelle von Windkanal- und Gasturbinentriebwerken, um den Betrieb des gesamten Systems anzupassen.

Wie aus der Abbildung ersichtlich ist, stellt sich während der Regelzeit von 5 s der Übergangsprozess mit idealen Parametern der Übertragungsfunktion für den Windkanal und das Gasturbinentriebwerk ein; Das System mit experimentellen Werten ist ziemlich träge und erfüllt nicht die Anforderungen an die Steuerungsqualität und -stabilität. Um das automatische Steuerungssystem des Gasturbinentriebwerks anzupassen, wurden mathematische Modelle von Windkanälen und Gasturbinentriebwerken eingeführt, die die Steuerung reduzierten Zeit und begann, die Anforderungen zu erfüllen.

Wie aus Abb. ersichtlich ist. 3, c, der Übergangsprozess des vorgeschlagenen selbstfahrenden Gasturbinentriebwerks ist qualitativ minderwertig: Der Wert erreicht nicht Eins. Um die Genauigkeit des Übergangsprozesses zu erhöhen, wird daher vorgeschlagen, einen auf Fuzzy-Logik basierenden LB einzuführen, dessen Wissensbasis und Zusatzfunktionen für Eingabe- und Ausgabeparameter dem Fehlerdiagramm in Abhängigkeit vom Steuersignal entsprechen (Abb . 4).

Um einen akzeptablen Übergangsprozess des vorgeschlagenen automatischen Steuerungssystems des Gasturbinentriebwerks sicherzustellen, wird vorgeschlagen, einen weiteren Regler einzuführen: eine integrierende Verbindung. Experimentelle Modellierungen zeigten, dass für den Integrator ein Verstärkungswert (k) von 150 ausreichte, um die Qualität der Ausgangsparameter zu erhöhen. In Abb. Abbildung 5 zeigt einen solchen Übergangsprozess. In der Grafik sind mehrere Punkte eingetragen, die den idealen Prozess charakterisieren.

Eine solche parametrische und strukturelle Änderung ermöglichte es, die Ausgabeparameter des Systems anhand experimenteller Daten qualitativ zu ändern und den im Artikel gewählten idealen Parametern näher zu kommen. Die Idee, mathematische Modelle von Windkanälen und Gasturbinentriebwerken in den Regelkreis einzubringen, spiegelt sich im Patent wider.

Reis. 4. Abhängigkeit von Modellfehlern und ADT (ξ modelei, ξ ADT) vom Steuersignal u, unterteilt in Zonen: 1 – Minimum, 2 – Durchschnitt, 3 – Maximum

Reis. 5. Transiente Prozesse eines automatischen Gasturbinentriebwerks mit Modellen und der Einführung eines Integrators in die Struktur (—), ideales Gasturbinentriebwerk (- -)

Die Simulationsergebnisse des untersuchten automatischen Steuerungssystems des Gasturbinentriebwerks zeigen die Gültigkeit des vorgeschlagenen Ansatzes zur Verbesserung der Steuerungsqualität. Die Aufteilung des Steuerungsobjekts in Windkanal und Gasturbinentriebwerk ermöglicht die Berücksichtigung der Dynamik des ausführenden Teils des Systems und des Triebwerks, es wird möglich, die Diskrepanz zwischen den Teilen des Strukturdiagramms der automatischen Gasturbine zu nutzen Motor und erhöht dadurch die Zuverlässigkeit und Stabilität des Systems in verschiedenen Modi. Ein intelligenter Ansatz ermöglichte die Formulierung eines LB, der die Ausgangsparameter des Systems qualitativ verbesserte und es ermöglichte, mit ausreichender Genauigkeit den Idealen näher zu kommen.

Bibliografischer Link

Denisova E.V., Chernikova M.A. AUTOMATISCHES STEUERSYSTEM FÜR EINEN GASTURBINENMOTOR MIT EINFÜHRUNG MATHEMATISCHER MODELLE IN DEN REGELKREIS // Grundlagenforschung. – 2016. – Nr. 9-2. – S. 243-248;
URL: http://fundamental-research.ru/ru/article/view?id=40728 (Zugriffsdatum: 24.10.2019). Wir machen Sie auf Zeitschriften des Verlags „Academy of Natural Sciences“ aufmerksam.

KONVENTIONELLE ABKÜRZUNGEN

AC – automatisches System

AD - Flugzeugmotor

VZ - Lufteinlass

VNA – Eingangsleitschaufel

VS - Flugzeuge

HP – hoher Druck

GDU – gasdynamische Stabilität

GTE – Gasturbinentriebwerk

DI – Dosiernadel

HPC – Hochdruckkompressor

LPC - Kompressor Niederdruck

NA – Leitschaufel

ND – niedriger Druck

Schubhebel – Motorsteuerhebel

Selbstfahrlafette – automatisches Kontrollsystem

SU - Kraftwerk

TVD – Turboprop-Motor; Hochdruckturbine

LPT – Niederdruckturbine

Turbofan – Zweikreis-Turbostrahltriebwerk

TRDDF – Zweikreis-Turbostrahltriebwerk mit Nachbrenner

ZU - technische Wartung

CPU – Zentraleinheit

ACU – Aktuatorsteuergerät – Antriebssteuergerät

AFDX – Datenbusformat

ARINC 429 – digitales Busdatenformat

DEC/DECU – digitale elektronische Steuereinheit – digitale Motorsteuereinheit

EEC - elektronische Motorsteuerung - Systemeinheit elektronische Steuerung Motor; elektronischer Regler

EMU – Motorüberwachungseinheit – Motorsteuergerät

EOSU – elektronische Überdrehzahlschutzeinheit – Motorschutzmodul gegen Überdrehzahl

ETRAS – Electromechanical Thrust Reverser Actuation System – Elektromechanisches Schubumkehrgerät-Antriebssystem

FADEC – Full Authority Digital Electronic Control – elektronisches Motorsteuerungssystem mit voller Verantwortung

FCU – Kraftstoffsteuergerät – Kraftstoffzufuhrregler

FMS – Kraftstoffdosierabschnitt – Messteil – Kraftstoffdosiereinheit – Kraftstoffdosiergerät

N1 – Drehzahl des Niederdruckrotors

N2 – Drehzahl des Hochdruckrotors

ODMS – Oil-Debris Magnetic Sensor – Sensor zur Erkennung von Metallpartikeln im Öl

SAV – Starterluftventil – Starterluftventil

VMU – Schwingungsmesseinheit – Schwingungsmessgerät

EINFÜHRUNG

Allgemeine Informationen zu automatischen Steuerungssystemen für Flugzeuggasturbinentriebwerke

2 Probleme beim Betrieb automatischer Motorsteuerungssysteme vom Typ FADEC

Gasdynamische Kreisläufe von Gasturbinentriebwerken

1 Gasdynamische Eigenschaften von Gasturbinentriebwerken

2 Motorsteuerung

Kraftstoffmanagementsysteme

1 Hauptkraftstoffdurchflussregler

2 Vereinfachtes Kraftstoffmanagementdiagramm

3 hydropneumatische Kraftstoffkontrollsysteme, PT6-Turboprop

4 Bendix DP-L2 Kraftstoffmanagementsystem

5 Elektronisches System Programmierung der Kraftstoffversorgung

6 Leistungssteuerung und Kraftstoffprogrammierung (CFM56-7B)

7 APU-Kraftstoffmanagementsystem

8 Einrichten des Kraftstoffmanagementsystems

Automatisches Kontrollsystem

1 Hauptteil

2 Beschreibung und Bedienung

3 Kraftstoffmanagementsystem

4 Kraftstoffverbrauchsanzeigesystem

Liste der verwendeten Literatur

EINFÜHRUNG

Im Laufe ihrer 60-jährigen Entwicklung haben sich Gasturbinentriebwerke (GTE) zum wichtigsten Triebwerkstyp für moderne Flugzeuge der Zivilluftfahrt entwickelt. Gasturbinentriebwerke sind ein klassisches Beispiel für ein komplexes Gerät, dessen Teile unter Bedingungen hoher Temperaturen und mechanischer Belastung lange Zeit funktionieren. Ein hocheffizienter und zuverlässiger Betrieb von Fluggasturbinenkraftwerken moderner Flugzeuge ist ohne den Einsatz spezieller automatischer Steuerungssysteme (ACS) nicht möglich. Um eine hohe Zuverlässigkeit und lange Lebensdauer zu gewährleisten, ist es äußerst wichtig, die Betriebsparameter des Motors zu überwachen und zu verwalten. Daher spielt die Wahl des automatischen Motorsteuerungssystems eine große Rolle.

Derzeit sind weltweit Flugzeuge weit verbreitet, die mit Triebwerken der V-Generation ausgestattet sind die neuesten Systeme automatische Steuerung vom Typ FADEC (Full Authority Digital Electronic Control). Hydromechanische Selbstfahrlafetten wurden in Flugzeuggasturbinentriebwerken der ersten Generation eingebaut.

Hydromechanische Systeme haben in der Entwicklung und Verbesserung große Fortschritte gemacht, angefangen bei den einfachsten, die auf der Steuerung der Kraftstoffzufuhr zur Brennkammer (CC) durch Öffnen/Schließen eines Absperrventils (Ventil) basieren, bis hin zu modernen hydroelektronischen Systemen bei dem alle wichtigen Steuerfunktionen über hydromechanische Messgeräte ausgeführt werden – entscheidende Geräte, und nur zur Ausführung bestimmter Funktionen (Begrenzung der Gastemperatur, Turboladerrotordrehzahl usw.) werden elektronische Regler verwendet. Dies reicht jedoch nicht mehr aus. Um den hohen Anforderungen an Flugsicherheit und Effizienz gerecht zu werden, ist die Schaffung vollelektronischer Systeme erforderlich, bei denen alle Steuerfunktionen elektronisch ausgeführt werden und die Aktuatoren hydromechanisch oder pneumatisch sein können. Solche selbstfahrenden Geschütze sind in der Lage, nicht nur eine große Anzahl von Motorparametern zu überwachen, sondern auch deren Trends zu überwachen, sie zu steuern und dadurch gemäß etablierten Programmen den Motor auf die entsprechenden Betriebsmodi einzustellen und mit den Flugzeugsystemen zu interagieren, um dies zu erreichen maximale Effizienz. Zu solchen Systemen gehört die selbstfahrende Waffe FADEC.

Eine ernsthafte Untersuchung des Aufbaus und des Betriebs automatischer Steuerungssysteme von Fluggasturbinentriebwerken ist eine notwendige Voraussetzung für die korrekte Beurteilung des technischen Zustands (Diagnose) der Steuerungssysteme und ihrer Systeme einzelne Elemente sowie der sichere Betrieb von selbstfahrenden Geschützen von Flugzeuggasturbinenkraftwerken im Allgemeinen.

1. ALLGEMEINE INFORMATIONEN ÜBER AUTOMATISCHE STEUERSYSTEME FÜR AVIATION GTE

1 Zweck automatischer Kontrollsysteme

Kraftstoffmanagement für Gasturbinentriebwerke

Die selbstfahrende Waffe ist ausgelegt für (Abb. 1):

Steuerung des Motorstarts und -abschaltens;

Steuerung des Motorbetriebsmodus;

Gewährleistung eines stabilen Betriebs des Kompressors und der Brennkammer (CC) des Motors im stationären und transienten Modus;

Verhindern, dass Motorparameter die maximal zulässigen Grenzwerte überschreiten;

Sicherstellung des Informationsaustauschs mit Flugzeugsystemen;

integrierte Triebwerkssteuerung als Teil eines Flugzeugtriebwerks basierend auf Befehlen des Flugzeugsteuerungssystems;

Gewährleistung der Kontrolle der Gebrauchstauglichkeit von ACS-Elementen;

Betriebsüberwachung und Diagnose des Motorzustands (mit einem kombinierten automatischen Steuersystem und Steuersystem);

Aufbereitung und Übermittlung von Informationen über den Motorzustand an das Registrierungssystem.

Bietet Kontrolle über das Starten und Abschalten des Motors. Beim Start führt die selbstfahrende Waffe folgende Funktionen aus:

steuert die Kraftstoffzufuhr zum CS, zur Leitschaufel (VA) und zu den Luftbypässen;

steuert die Startvorrichtung und Zündeinheiten;

schützt den Motor bei Druckstößen, Kompressorausfällen und Turbinenüberhitzung;

schützt das Startgerät vor Überschreitung der maximalen Drehzahl.

Reis. 1. Zweck des automatischen Motorsteuerungssystems

Das selbstfahrende Steuersystem sorgt dafür, dass der Motor aus jedem Betriebsmodus auf Befehl des Piloten oder automatisch bei Erreichen von Grenzparametern abgeschaltet wird und dass die Kraftstoffzufuhr zum Hauptkompressor bei Verlust der Gasdynamik kurzzeitig unterbrochen wird Stabilität des Kompressors (GDU).

Steuerung des Motorbetriebsmodus. Die Steuerung erfolgt auf Befehl des Piloten nach vorgegebenen Steuerprogrammen. Die Steuerwirkung ist der Kraftstoffverbrauch in der Kompressorstation. Bei der Steuerung wird ein vorgegebener Regelungsparameter unter Berücksichtigung der Luftparameter am Motoreinlass und innermotorischer Parameter beibehalten. In mehrfach gekoppelten Steuerungssystemen kann auch die Geometrie des Strömungsteils gesteuert werden, um eine optimale und adaptive Steuerung zu implementieren und so eine maximale Effizienz des Komplexes „CS – Flugzeug“ sicherzustellen.

Gewährleistung eines stabilen Betriebs des Kompressors und der Motorkompressorstation im stationären und transienten Modus. Für einen stabilen Betrieb des Kompressors und Kompressors, automatische Programmsteuerung der Kraftstoffzufuhr zur Brennkammer im Übergangsmodus, Steuerung der Luftbypassventile vom Kompressor oder hinter dem Kompressor, Steuerung des Einbauwinkels der Rotationsschaufeln BHA und HA des Kompressors durchgeführt werden. Die Steuerung gewährleistet den Ablauf der Reihe von Betriebsarten mit einem ausreichenden Spielraum für die gasdynamische Stabilität des Kompressors (Lüfter, Boosterstufen, Druckpumpe und Druckaufbau). Um eine Überschreitung der Parameter bei Ausfall der Kompressor-GDU zu verhindern, werden Anti-Surge- und Anti-Stall-Systeme eingesetzt.

Verhindert, dass die Motorparameter die maximal zulässigen Grenzwerte überschreiten. Unter den maximal zulässigen Parametern werden die maximal möglichen Motorparameter verstanden, begrenzt durch die Bedingungen zur Erfüllung der Gas- und Höhengeschwindigkeitseigenschaften. Der Langzeitbetrieb in Modi mit maximal zulässigen Parametern sollte nicht zur Zerstörung von Motorteilen führen. Abhängig von der Motorausführung sind folgende automatisch begrenzt:

maximal zulässige Motorrotordrehzahl;

maximal zulässiger Luftdruck hinter dem Kompressor;

maximale Gastemperatur hinter der Turbine;

maximale Temperatur des Turbinenschaufelmaterials;

minimaler und maximaler Kraftstoffverbrauch in der Kompressorstation;

maximal zulässige Drehzahl der Startvorrichtungsturbine.

Dreht die Turbine bei Wellenbruch hoch, wird der Motor automatisch mit der maximal möglichen Drehzahl des Schubabsperrventils im Brennraum abgeschaltet. Es kann ein elektronischer Sensor verwendet werden, der das Überschreiten der Schwellengeschwindigkeit erkennt, oder eine mechanische Vorrichtung, die die gegenseitige Umfangsverschiebung der Kompressor- und Turbinenwellen erkennt und den Moment bestimmt, in dem die Welle bricht, um die Kraftstoffzufuhr abzuschalten. Dabei können Steuergeräte elektronischer, elektromechanischer oder mechanischer Natur sein.

Das Design des ACS muss systemübergreifende Mittel vorsehen, um den Motor vor Zerstörung zu schützen, wenn Grenzparameter im Falle eines Ausfalls der Hauptsteuerkanäle des ACS erreicht werden. Es kann eine separate Einheit vorgesehen sein, die bei Erreichen des Maximalwerts für die oben genannte Systembegrenzung eines der Parameter bei maximaler Geschwindigkeit einen Befehl zum Abschalten der Kraftstoffzufuhr im CS ausgibt.

Informationsaustausch mit Flugzeugsystemen. Der Informationsaustausch erfolgt über serielle und parallele Informationsaustauschkanäle.

Bereitstellung von Informationen zur Steuerung, Prüfung und Einstellung von Geräten. Zur Feststellung des gebrauchsfähigen Zustands des elektronischen Teils des ACS, zur Fehlerbehebung und zur Betriebseinstellung elektronischer Einheiten enthält das Motorzubehörset ein spezielles Kontroll-, Test- und Einstellpanel. Die Fernbedienung wird für Bodenoperationen verwendet und ist in einigen Systemen an Bord des Flugzeugs installiert. Der Informationsaustausch zwischen dem ACS und der Konsole erfolgt über codierte Kommunikationsleitungen über ein speziell angeschlossenes Kabel.

Integrierte Triebwerkssteuerung als Teil eines Flugzeugsteuerungssystems unter Verwendung von Befehlen aus dem Flugzeugsteuerungssystem. Um eine maximale Effizienz des Triebwerks und des gesamten Flugzeugs zu erreichen, ist die Steuerung des Triebwerks und anderer Steuerungssysteme integriert. Steuerungssysteme werden auf Basis digitaler Bordcomputersysteme integriert, die in das komplexe Bordsteuerungssystem integriert sind. Die integrierte Steuerung erfolgt durch Anpassung der Motorsteuerungsprogramme über das Steuerungssystem und Ausgabe von Motorparametern zur Steuerung des Lufteinlasses (I). Auf ein Signal des VZ-Selbstfahrsteuerungssystems werden Befehle ausgegeben, um die Motormechanisierungselemente in die Position zu bringen, die Reserven der Kompressor-Gasturbineneinheit zu erhöhen. Um Störungen in einem gesteuerten Luftfahrzeug bei einem Wechsel des Flugmodus zu vermeiden, wird der Triebwerksmodus entsprechend angepasst bzw. fixiert.

Überwachung der Gebrauchstauglichkeit von ACS-Elementen. Im elektronischen Teil des Motor-ACS wird die Funktionsfähigkeit der ACS-Elemente automatisch überwacht. Bei Ausfall der ACS-Elemente werden Informationen über die Fehlfunktionen an das Flugzeugsteuerungssystem übermittelt. Die Steuerprogramme und die Struktur des elektronischen Teils des ACS werden neu konfiguriert, um seine Funktionalität aufrechtzuerhalten.

Betriebsüberwachung und Diagnose des Motorzustands. Das in das Steuerungssystem integrierte ACS übernimmt zusätzlich folgende Funktionen:

Empfang von Signalen von Triebwerks- und Flugzeugsensoren und Alarmen, deren Filterung, Verarbeitung und Ausgabe an Bordanzeige, Registrierung und andere Flugzeugsysteme, Umwandlung analoger und diskreter Parameter;

Toleranzkontrolle der gemessenen Parameter;

Kontrolle des Triebwerksschubparameters während des Starts;

Steuerung des Kompressor-Mechanisierungsbetriebs;

Kontrolle der Position der Elemente der Umkehrvorrichtung beim Vorwärts- und Rückwärtsschub;

Berechnung und Speicherung von Informationen über Motorbetriebsstunden;

Kontrolle des Stundenverbrauchs und des Ölstands beim Tanken;

Steuerung der Motorstartzeit und des Auslaufens der LPC- und HPC-Rotoren während des Abschaltens;

Steuerung von Entlüftungssystemen und Turbinenkühlsystemen;

Vibrationskontrolle von Motorkomponenten;

Analyse von Trends bei Änderungen der Hauptparameter des Motors im stationären Zustand.

In Abb. Abbildung 2 zeigt schematisch den Aufbau der Einheiten des automatischen Steuerungssystems des Turbofan-Triebwerks.

Angesichts des derzeit erreichten Niveaus der betrieblichen Prozessparameter von Fluggasturbinentriebwerken ist eine weitere Verbesserung der Eigenschaften von Kraftwerken mit der Suche nach neuen Steuerungsmethoden und der Integration selbstfahrender Steuerungssysteme in ein einheitliches Flugzeug- und Triebwerkssteuerungssystem verbunden und deren gemeinsame Steuerung je nach Flugmodus und Flugstadium. Möglich wird dieser Ansatz durch den Übergang zu elektronischen digitalen Motorsteuerungssystemen wie FADEC (Full Authority Digital Electronic Control), d. h. zu Systemen, bei denen die Elektronik das Triebwerk in allen Phasen und Flugmodi steuert (Systeme mit voller Verantwortung).

Die Vorteile einer digitalen Steuerung mit Vollverantwortung gegenüber einer hydromechanischen Steuerung liegen auf der Hand:

Das FADEC-System verfügt über zwei unabhängige Steuerkanäle, was seine Zuverlässigkeit erheblich erhöht, die Notwendigkeit mehrerer Redundanzen eliminiert und sein Gewicht reduziert.

Reis. 2. Zusammensetzung der Einheiten des automatischen Steuerungs-, Überwachungs- und Kraftstoffversorgungssystems des Turbofan-Triebwerks

Das FADEC-System bietet automatischen Start, Betrieb im stationären Modus, Begrenzung der Gastemperatur und Drehzahl, Start nach Ausschalten der Brennkammer, Überspannungsschutz aufgrund einer kurzfristigen Reduzierung der Kraftstoffzufuhr arbeitet auf der Grundlage verschiedener Arten von Daten, die von Sensoren stammen;

Das FADEC-System ist flexibler, weil die Anzahl und Art der von ihm ausgeübten Funktionen kann durch die Einführung neuer oder die Anpassung bestehender Managementprogramme erhöht und geändert werden;

Das FADEC-System reduziert die Arbeitsbelastung der Besatzung erheblich und ermöglicht den Einsatz weit verbreiteter Fly-by-Wire-Flugzeugsteuerungstechnologie;

Zu den Funktionen von FADEC gehören die Überwachung des Motorzustands, Fehlerdiagnose und Wartungsinformationen für den gesamten Antriebsstrang. Vibration, Leistung, Temperatur, Kraftstoffverhalten und Ölsysteme- einer von vielen betrieblichen Aspekten, deren Überwachung Sicherheit, effektive Ressourcenkontrolle und reduzierte Wartungskosten gewährleistet;

Das FADEC-System ermöglicht die Registrierung von Motorbetriebsstunden und Schäden an seinen Hauptkomponenten sowie eine Boden- und Fahrselbstüberwachung mit Speicherung der Ergebnisse im nichtflüchtigen Speicher.

Für das FADEC-System sind keine Einstellungen und Überprüfungen des Motors nach dem Austausch einer seiner Komponenten erforderlich.

Das FADEC-System außerdem:

steuert die Traktion in zwei Modi: manuell und automatisch;

steuert den Kraftstoffverbrauch;

sorgt für optimale Betriebsbedingungen, indem der Luftstrom entlang des Triebwerkswegs gesteuert und der Spalt hinter den Turbinentriebwerksschaufeln angepasst wird;

regelt die Öltemperatur des integrierten Antriebsgenerators;

stellt sicher, dass die Beschränkungen für den Betrieb des Schubumkehrsystems am Boden eingehalten werden.

In Abb. 3 zeigt deutlich das breite Funktionsspektrum der FADEC-Selbstfahrlafetten.

In Russland werden selbstfahrende Geschütze dieses Typs für Modifikationen von AL-31F-, PS-90A-Motoren und einer Reihe anderer Produkte entwickelt.

Reis. 3. Zweck eines digitalen Motorsteuerungssystems mit voller Verantwortung

2 Probleme beim Betrieb automatischer Motorsteuerungssysteme vom Typ FADEC

Es ist anzumerken, dass aufgrund der dynamischeren Entwicklung der Elektronik und Informationstechnologie im Ausland Mitte der 80er Jahre eine Reihe von Unternehmen, die sich mit der Herstellung von Selbstfahrlafetten befassen, über den Übergang zu Systemen vom Typ FADEC nachdachten. Einige Aspekte dieses Problems und damit verbundene Probleme wurden in NASA-Berichten und einer Reihe von Zeitschriften dargelegt. Sie liefern jedoch nur allgemeine Bestimmungen und weisen auf die wesentlichen Vorteile elektronischer digitaler Selbstfahrwaffen hin. Probleme, die beim Übergang zu elektronischen Systemen auftreten, Wege zu deren Lösung und Fragen im Zusammenhang mit der Sicherstellung der erforderlichen Indikatoren automatischer Steuerungssysteme wurden nicht veröffentlicht.

Eine der dringendsten Herausforderungen für selbstfahrende Waffen, die auf der Basis elektronischer digitaler Systeme gebaut werden, besteht heute darin, das erforderliche Maß an Zuverlässigkeit sicherzustellen. Dies liegt vor allem an der unzureichenden Erfahrung in der Entwicklung und dem Betrieb solcher Systeme.

Aus ähnlichen Gründen sind Fälle von Ausfällen von FADEC-Selbstfahrgeschützen von im Ausland hergestellten Fluggasturbinentriebwerken bekannt. Beispielsweise wurden bei den FADEC-Selbstfahrkanonen, die in den Turbofan-Triebwerken AE3007A und AE3007C von Rolls-Royce installiert sind, Transistorausfälle registriert, die zu Ausfällen dieser in zweimotorigen Flugzeugen verwendeten Triebwerke während des Fluges führen können.

Für das Turbofan-Triebwerk AS900 musste ein Programm implementiert werden, das die Parameter automatisch begrenzt, um die Zuverlässigkeit des FADEC-Systems zu verbessern sowie den normalen Betrieb nach Überspannungen und Strömungsabrissen zu verhindern, zu erkennen und wiederherzustellen. Das AS900-Turbofan-Triebwerk war außerdem mit einem Überdrehzahlschutz, zwei Anschlüssen für die Datenübertragung an Sensoren kritischer Parameter über einen Bus und diskreten Signalen gemäß dem ARINK 429-Standard ausgestattet.

Spezialisten, die an der Entwicklung und Implementierung von FADEC-Selbstfahrwaffen beteiligt waren, entdeckten viele logische Fehler, deren Korrektur erhebliche Geldbeträge erforderte. Sie stellten jedoch fest, dass es durch die Verbesserung des FADEC-Systems in Zukunft möglich sein wird, die Lebensdauer aller Motorkomponenten vorherzusagen. Dadurch wird es möglich, eine Flugzeugflotte von einem zentralen Ort in jedem Teil der Welt aus der Ferne zu überwachen.

Die Einführung dieser Innovationen wird durch den Übergang von der Steuerung von Aktoren über zentrale Mikroprozessoren hin zur Schaffung intelligenter Mechanismen mit eigenen Steuerungsprozessoren erleichtert. Der Vorteil eines solchen „verteilten Systems“ liegt in der Gewichtsreduzierung durch den Wegfall von Signalübertragungsleitungen und zugehöriger Ausrüstung. Unabhängig davon werden einzelne Systeme weiterhin verbessert.

Vielversprechende Umsetzungen für einzelne im Ausland hergestellte Gasturbinentriebwerke sind:

Verbesserung des Motorsteuerungssystems, Bereitstellung eines automatischen Start- und Leerlaufmodus mit Steuerung des Entlüftungs- und Vereisungsschutzsystems, Synchronisierung des Betriebs der Motorsysteme zur Erzielung niedriger Geräuschpegel und automatischer Beibehaltung der Eigenschaften sowie Steuerung der Umkehrvorrichtung ;

Änderung des Funktionsprinzips des FADEC ACS, um den Motor nicht nach Signalen von Druck- und Temperatursensoren, sondern direkt nach der Drehzahl des Hochdruckrotors zu steuern, da dieser Parameter einfacher zu messen ist als der Signal von einem Doppelsystem von Temperatur-Druck-Sensoren, das in bestehenden Motoren umgewandelt werden muss. Das neue System ermöglicht eine höhere Reaktionsgeschwindigkeit und weniger Schwankungen im Regelkreis;

Installation eines viel leistungsfähigeren Prozessors mit Standard-Industriechips und Bereitstellung von Diagnose und Prognose des Zustands (Betriebsfähigkeit) des Motors und seiner Eigenschaften, Entwicklung der PSC-Selbstfahrlafetten vom Typ FADEC. PSC ist ein Echtzeitsystem, mit dem die Triebwerksleistung unter mehreren Randbedingungen optimiert werden kann, beispielsweise um den spezifischen Treibstoffverbrauch bei konstantem Schub zu minimieren;

Einbindung eines integrierten motortechnischen Zustandsüberwachungssystems in das FADEC ACS. Die Regelung des Triebwerks erfolgt entsprechend der reduzierten Lüfterdrehzahl unter Berücksichtigung von Flughöhe, Außentemperatur, Schub und Machzahl;

Durch die Kombination des Motorzustandsüberwachungssystems EMU (Engine Monitoring Unit) mit FADEC können mehr Daten in Echtzeit verglichen werden und die Sicherheit erhöht werden, wenn der Motor „nahe an den physikalischen Grenzen“ arbeitet. Basierend auf der Anwendung eines vereinfachten thermodynamischen Modells, bei dem Faktoren wie Temperatur- und Spannungsänderungen gemeinsam als kumulativer Ermüdungsindex berücksichtigt werden, ermöglicht die EMU auch die Überwachung der Nutzungshäufigkeit über die Zeit. Außerdem werden Situationen wie „Quietschgeräusche“, Quietschgeräusche, erhöhte Vibrationen, unterbrochener Start, Flammenausfall und Motorstoß überwacht. Neu für das FADEC-System ist der Einsatz eines Magnetsensors zur Erkennung von Metallpartikeln ODMS (Oil-Debris Magnetic Sensor), mit dem Sie nicht nur die Größe und Menge eisenhaltiger Partikel bestimmen, sondern diese auch um 70 % entfernen können. 0,80 % mit einer Zentrifuge. Wenn ein Anstieg der Partikelanzahl festgestellt wird, können Sie mit der EMU-Einheit Vibrationen prüfen und gefährliche Prozesse identifizieren, beispielsweise einen drohenden Lagerausfall (für EJ200-Turbofan-Triebwerke);

Entwicklung einer digitalen Zweikanal-Selbstfahrlafette FADEC der dritten Generation durch General Electric, deren Reaktionszeit deutlich kürzer und deren Speicherkapazität größer ist als die früherer FADEC-Zweikreismotoren dieser Firma . Dadurch verfügt die selbstfahrende Waffe über zusätzliche Reservefähigkeiten, um die Zuverlässigkeit und den Schub des Motors zu erhöhen. Das FADEC ACS wird auch über die vielversprechende Fähigkeit verfügen, Vibrationssignale zu filtern, um anhand der Spektralanalyse bekannter Fehlerarten und Fehlfunktionen, beispielsweise der Zerstörung einer Lagerlaufbahn, Symptome eines drohenden Komponenten-/Teilausfalls festzustellen und zu diagnostizieren. Dank dieser Identifizierung erfolgt am Ende des Fluges eine Warnung über die Notwendigkeit einer Wartung. Das FADEC ACS wird ein zusätzliches elektronisches Board namens Personality Board enthalten. Seine Besonderheiten sind ein Datenbus nach dem neuen Airbus-Standard (AFDX) und neue Funktionen (Übergeschwindigkeitskontrolle, Traktionskontrolle etc.). Darüber hinaus wird die neue Platine die Kommunikation mit dem Vibrationsmessgerät VMU (Vibration Measurment Unit) und dem elektromechanischen Antriebssystem der Schubumkehrvorrichtung ETRAS (Electromechanical Thrust Reverser Actuation System) erweitern.

2. Gasdynamische Diagramme von Gasturbinenmotoren

Die komplexen Anforderungen an die Betriebsbedingungen von Überschall-Multimode-Flugzeugen werden am besten durch Turbostrahltriebwerke (TRJ) und Bypass-Turbostrahltriebwerke (TRDE) erfüllt. Gemeinsam ist diesen Motoren die Art der Bildung freier Energie, der Unterschied liegt in der Art ihrer Nutzung.

Bei einem Einkreismotor (Abb. 4) wird die dem Arbeitsmedium hinter der Turbine zur Verfügung stehende freie Energie direkt in die kinetische Energie des ausströmenden Strahls umgewandelt. Bei einem Zweikreistriebwerk wird nur ein Teil der freien Energie in die kinetische Energie des ausströmenden Strahls umgewandelt. Der verbleibende Teil der freien Energie dient der Erhöhung der kinetischen Energie der zusätzlichen Luftmasse. Über eine Turbine und einen Ventilator wird Energie auf die zusätzliche Luftmasse übertragen.

Die Nutzung eines Teils der freien Energie zur Beschleunigung zusätzlicher Luftmasse bei bestimmten Werten der Betriebsparameter und damit bei einem bestimmten stündlichen Kraftstoffverbrauch ermöglicht es, den Triebwerksschub zu erhöhen und den spezifischen Kraftstoffverbrauch zu senken.

Der Luftdurchsatz des Turbostrahltriebwerks sei und der Gasdurchsatz sei . Bei einem Zweikreismotor ist der Luftdurchsatz im internen Kreislauf derselbe wie bei einem Einkreismotor und der Gasdurchsatz ist derselbe; in der Außenkontur bzw. und (siehe Abb. 4).

Wir gehen davon aus, dass der Luftdurchsatz und der Gasdurchsatz eines Einkreistriebwerks, die das Niveau der freien Energie charakterisieren, bei jedem Wert der Fluggeschwindigkeit bestimmte Werte haben.

Die Bedingungen für das Gleichgewicht der Leistungsflüsse in Turbostrahltriebwerken und Turbofan-Triebwerken ohne Verluste in den Elementen des Gas-Luft-Pfades, die eine Erhöhung der kinetischen Energie der zusätzlichen Luftmasse gewährleisten, können durch die Ausdrücke dargestellt werden

Reis. 4. Zweikreis- und Einkreismotoren mit einem einzigen Turboladerkreis

(1)

Zur Erläuterung des letzten Ausdrucks stellen wir fest, dass ein Teil der an den externen Kreislauf übertragenen freien Energie die Energie des Flusses von der Ebene, die der entgegenkommende Fluss besitzt, auf die Ebene erhöht.

Wenn wir die rechten Seiten der Ausdrücke (1) und (2) unter Berücksichtigung der Notation gleichsetzen, erhalten wir

, , . (3)

Der Schub eines Zweikreismotors wird durch den Ausdruck bestimmt

Wenn Ausdruck (3) relativ aufgelöst wird und das Ergebnis in Ausdruck (4) eingesetzt wird, erhalten wir

Der maximale Triebwerksschub für gegebene Werte von und t wird bei erreicht, was sich aus der Lösung der Gleichung ergibt.

Ausdruck (5) nimmt die Form an

Der einfachste Ausdruck für den Triebwerksschub ist „wann“.

Dieser Ausdruck zeigt, dass eine Erhöhung des Bypass-Verhältnisses zu einem monotonen Anstieg des Triebwerksschubs führt. Und insbesondere ist zu erkennen, dass der Übergang von einem Einkreistriebwerk (t = 0) zu einem Zweikreistriebwerk mit t = 3 mit einer Verdoppelung des Schubs einhergeht. Und da der Kraftstoffverbrauch im Gasgenerator unverändert bleibt, reduziert sich auch der spezifische Kraftstoffverbrauch um die Hälfte. Allerdings ist der spezifische Schub eines Zweikreismotors geringer als der eines Einkreismotors. Bei V = 0 wird der spezifische Schub durch den Ausdruck bestimmt

Dies bedeutet, dass mit zunehmender t der spezifische Schub abnimmt.

Eines der Anzeichen für Unterschiede in den Kreisläufen von Zweikreismotoren ist die Art der Wechselwirkung der Strömungen der inneren und äußeren Kreisläufe.

Ein Zweikreismotor, bei dem der Gasstrom des inneren Kreislaufs mit dem Luftstrom hinter dem Lüfter, der äußeren Kreislaufströmung, vermischt wird, wird als Zweikreis-Mischstrommotor bezeichnet.

Ein Zweikreismotor, bei dem die vorgegebenen Strömungen getrennt aus dem Motor abfließen, wird als Zweikreismotor mit getrennten Kreisläufen bezeichnet.

1 Gasdynamische Eigenschaften von Gasturbinentriebwerken

Die Leistungsparameter des Triebwerks – Schub P, spezifischer Schub Psp und spezifischer Treibstoffverbrauch Csp – werden vollständig durch die Parameter seines Betriebsprozesses bestimmt, die für jeden Triebwerkstyp in einer gewissen Abhängigkeit von den Flugbedingungen und dem bestimmenden Parameter stehen die Betriebsart des Motors.

Die Parameter des Arbeitsprozesses sind: Lufttemperatur am Triebwerkseinlass T in *, Grad der Erhöhung des Gesamtluftdrucks im Kompressor, Bypassverhältnis t, Gastemperatur vor der Turbine, Durchflussmenge in charakteristischen Abschnitten des Gases -Luftweg, Koeffizienten nützliche Aktion seine einzelnen Elemente usw.

Die Flugbedingungen werden durch die Temperatur und den Druck der ungestörten Strömung T n und P n sowie die Fluggeschwindigkeit V (oder reduzierte Geschwindigkeit λ n oder Machzahl) charakterisiert.

Die Parameter T n und V (M oder λ n), die die Flugbedingungen charakterisieren, bestimmen auch den Motorbetriebsprozessparameter T in *.

Der erforderliche Schub des im Flugzeug installierten Triebwerks wird durch die Eigenschaften der Flugzeugzelle, die Bedingungen und die Art des Fluges bestimmt. Daher muss im horizontalen stationären Flug der Triebwerksschub genau dem Luftwiderstand des Flugzeugs P = Q entsprechen; Beim Beschleunigen sowohl in der horizontalen Ebene als auch im Steigflug muss der Schub den Widerstand übersteigen

und je höher die erforderliche Beschleunigung und der Steigwinkel sind, desto höher ist der erforderliche Schub. Mit zunehmender Überlastung (oder Rollwinkel) beim Kurvenfahren steigt auch der erforderliche Schub.

Schubgrenzen werden durch den maximalen Motorbetriebsmodus vorgegeben. Schub und spezifischer Treibstoffverbrauch hängen in diesem Modus von der Flughöhe und der Fluggeschwindigkeit ab und entsprechen in der Regel den maximalen Festigkeitsbedingungen von Betriebsparametern wie der Gastemperatur vor der Turbine, der Drehzahl des Triebwerksrotors und der Gastemperatur im Nachbrenner.

Motorbetriebsmodi, in denen der Schub unter dem Maximalschub liegt, werden als Drosselmodi bezeichnet. Drosselung des Triebwerks – eine Reduzierung des Schubs wird durch eine Reduzierung des Wärmeeintrags erreicht.

Die gasdynamischen Eigenschaften eines Gasturbinentriebwerks werden durch die Werte der Konstruktionsparameter, die Eigenschaften der Elemente und das Triebwerkssteuerungsprogramm bestimmt.

Unter Konstruktionsparametern des Motors verstehen wir die Hauptparameter des Arbeitsprozesses im Maximalmodus bei der Lufttemperatur am Motoreinlass = , bestimmt für einen bestimmten Motor.

Die Hauptelemente des Gas-Luft-Pfades verschiedener Motorkonstruktionen sind Kompressor, Brennkammer, Turbine und Auslassdüse.

Es werden die Eigenschaften des Kompressors (Kompressorstufen) (Abb. 5) ermittelt

Reis. 5. Kompressoreigenschaften: a-a - Stabilitätsgrenze; c-c – Absperrleitung am Ausgang des Kompressors; s-s - Reihe von Betriebsarten

die Abhängigkeit des Anstiegsgrades des Gesamtluftdrucks im Kompressor von der relativen Stromdichte am Eingang des Kompressors und der reduzierten Drehzahl des Kompressorrotors sowie die Abhängigkeit des Wirkungsgrades vom Anstiegsgrad der Gesamtluftdruck und die reduzierte Frequenz des Kompressorrotors:

Der reduzierte Luftdurchsatz hängt mit der relativen Stromdichte q(λ in) über den Ausdruck zusammen

(8)

Dabei ist die Fläche des Strömungsteils des Kompressoreinlassabschnitts die Menge des Luftstroms unter normalen atmosphärischen Bedingungen auf der Erde = 288 K, = 101325 N/m 2. Nach Größe. Der Luftdurchsatz bei bekannten Werten des Gesamtdrucks und der Bremstemperatur T* wird nach der Formel berechnet

(9)

Die Abfolge der Betriebspunkte, die durch die Bedingungen des gemeinsamen Betriebs der Motorelemente bei verschiedenen stationären Betriebsmodi bestimmt wird, bildet eine Reihe von Betriebsmodi. Ein wichtiges Betriebsmerkmal des Motors ist der Stabilitätsspielraum des Kompressors an Punkten auf der Betriebsmoduslinie, der durch den Ausdruck bestimmt wird

(10)

Der Index „gr“ entspricht den Parametern der Grenze des stabilen Betriebs des Kompressors bei demselben Wert von n pr wie am Punkt der Betriebsmoduslinie.

Die Brennkammer wird durch den Vollständigkeitskoeffizienten der Kraftstoffverbrennung und den Gesamtdruckkoeffizienten charakterisiert.

Der Gesamtgasdruck in der Brennkammer sinkt aufgrund hydraulischer Verluste, charakterisiert durch den Gesamtdruckkoeffizienten g, und Verlusten durch die Wärmezufuhr. Letztere werden durch den Koeffizienten charakterisiert. Der Gesamtdruckverlust wird durch das Produkt bestimmt

Sowohl hydraulische als auch durch Wärmeeintrag verursachte Verluste nehmen mit zunehmender Strömungsgeschwindigkeit am Eingang der Brennkammer zu. Der durch die Wärmezufuhr verursachte Gesamtströmungsdruckverlust nimmt mit zunehmendem Erwärmungsgrad des Gases ebenfalls zu, bestimmt durch das Verhältnis der Strömungstemperaturen am Austritt der Brennkammer und am Eintritt in diese

Eine Erhöhung des Erwärmungsgrads und der Strömungsgeschwindigkeit am Eingang der Brennkammer geht mit einer Erhöhung der Gasgeschwindigkeit am Ende der Brennkammer einher, und wenn sich die Gasgeschwindigkeit der Schallgeschwindigkeit nähert, kommt es zu einer gasdynamischen „Sperre“. des Kanals auftritt. Durch die gasdynamische „Verriegelung“ des Kanals wird eine weitere Erhöhung der Gastemperatur ohne Verringerung der Geschwindigkeit am Eingang der Brennkammer unmöglich.

Die Eigenschaften der Turbine werden durch die Abhängigkeiten der relativen Stromdichte im kritischen Abschnitt des Düsenapparats der ersten Stufe bestimmt q(λ c a) und der Wirkungsgrad der Turbine vom Grad der Reduzierung des Gesamtgasdrucks in der Turbine, die reduzierte Drehzahl des Turbinenrotors und die kritische Querschnittsfläche des Düsenapparates der ersten Stufe:

Eine Strahldüse zeichnet sich durch eine Reihe von Änderungen in den Bereichen des kritischen Abschnitts und des Austrittsabschnitts sowie einen Geschwindigkeitskoeffizienten aus.

Die Leistungsparameter des Triebwerks werden auch maßgeblich von den Eigenschaften des Lufteinlasses beeinflusst, der Bestandteil des Flugzeugantriebs ist. Die Luftansaugcharakteristik wird durch den Gesamtdruckkoeffizienten dargestellt

wo ist der Gesamtdruck des ungestörten Luftstroms; - der Gesamtdruck des Luftstroms am Kompressoreinlass.

Jeder Motortyp weist somit bestimmte Abmessungen charakteristischer Abschnitte und Eigenschaften seiner Elemente auf. Darüber hinaus unterliegt der Motor einer Reihe von Steuerfaktoren und Einschränkungen hinsichtlich der Werte seiner Betriebsparameter. Wenn die Anzahl der Steuerfaktoren größer als eins ist, können bestimmte Flugzustände und Betriebsmodi grundsätzlich einem begrenzten Wertebereich der Betriebsprozessparameter entsprechen. Aus diesem gesamten Bereich möglicher Werte der Betriebsparameter ist nur eine Kombination von Parametern geeignet: im Maximalmodus – die Kombination, die maximalen Schub liefert, und im Drosselmodus – die einen minimalen Kraftstoffverbrauch beim Schub gewährleistet Wert, der diesen Modus bestimmt. Es ist zu beachten, dass die Anzahl der unabhängig gesteuerten Parameter des Arbeitsprozesses – Parameter, auf deren Grundlage quantitative Indikatoren den Arbeitsprozess des Motors steuern (oder kurz: Motorsteuerung) – gleich der Anzahl der Motorsteuerungen ist Faktoren. Und bestimmte Werte dieser Parameter entsprechen bestimmten Werten der übrigen Parameter.

Die Abhängigkeit der gesteuerten Parameter von Flugbedingungen und Triebwerksbetriebsart wird durch das Triebwerkssteuerungsprogramm bestimmt und durch das automatische Steuerungssystem (ACS) sichergestellt.

Flugbedingungen, die den Triebwerksbetrieb beeinflussen, werden am besten durch den Parameter charakterisiert, der auch ein Parameter des Triebwerksbetriebsprozesses ist. Unter dem Motorsteuerungsprogramm versteht man daher die Abhängigkeit der gesteuerten Parameter des Betriebsprozesses bzw. des Zustands der gesteuerten Elemente des Motors von der Stagnationstemperatur der Luft am Motoreintritt und einem der Parameter, die die Betriebsart bestimmen - die Gastemperatur vor der Turbine, die Rotorgeschwindigkeit einer der Stufen oder der Triebwerksschub P.

2 Motorsteuerung

Ein Motor mit fester Geometrie hat nur einen entscheidenden Faktor – die Menge der Wärmezufuhr.

Reis. 6. Zeile der Betriebsarten auf der Verdichterkennlinie

Die Parameter können entweder als Regelparameter dienen, die direkt durch die Menge der zugeführten Wärme bestimmt werden. Da der Parameter jedoch unabhängig ist, können als kontrollierter Parameter Parameter vorhanden sein, die mit , und Parametern verknüpft sind und reduzierte Drehzahl

(12)

Darüber hinaus können in unterschiedlichen Wertebereichen unterschiedliche Parameter als Regelparameter verwendet werden.

Der Unterschied in den möglichen Motorsteuerungsprogrammen mit fester Geometrie ist auf den Unterschied in den zulässigen Parameterwerten und bei maximalen Modi zurückzuführen.

Wenn wir bei einer Änderung der Lufttemperatur am Triebwerkseinlass verlangen, dass sich die Gastemperatur vor der Turbine bei Maximalbedingungen nicht ändert, verfügen wir über ein Steuerprogramm. Die relative Temperatur ändert sich entsprechend dem Ausdruck.

In Abb. Abbildung 6 zeigt, dass jeder Wert entlang der Betriebsartenlinie bestimmten Werten der Parameter und entspricht. (Abbildung 6) zeigt auch, wann< 1, а это может быть в случае < ; величина приведенной частоты вращения превосходит единицу. При увеличении свыше единицы КПД компрессора существенно снижается, поэтому работа в этой области значений обычно не допускается, для чего вводится ограничение ≤ 1. В таком случае при< независимо управляемым параметром является . На максимальных режимах программа управления определяется условием = 1.

Um den Betrieb bei = 1 sicherzustellen, ist es notwendig, dass die relative Temperatur = 1 ist, was gemäß dem Ausdruck

entspricht der Bedingung . Daher sollte der Wert sinken, wenn er darunter sinkt. Basierend auf Ausdruck (12) wird auch die Rotationsgeschwindigkeit abnehmen. Die Parameter entsprechen den berechneten Werten.

Im Bereich unter der Bedingung = const kann sich der Wert des Parameters beim Erhöhen auf unterschiedliche Weise ändern – er kann zunehmen, abnehmen oder unverändert bleiben, was vom berechneten Grad abhängt

Erhöhung des Gesamtluftdrucks im Kompressor und die Art der Kompressorsteuerung. Wenn das Programm = const ist, führt dies zu einer Erhöhung als .

Die Hams dieser Parameter dienen als Steuersignal im automatischen Motorsteuerungssystem bei der Bereitstellung von Programmen. Bei der Bereitstellung eines Programms = const kann das Steuersignal der Wert oder ein kleinerer Wert sein, der bei = const und = const gemäß dem Ausdruck vorliegt

bestimmt eindeutig den Wert. Die Verwendung des Werts als Steuersignal kann auf die Begrenzung der Betriebstemperatur der empfindlichen Elemente des Thermoelements zurückzuführen sein.

Um sicherzustellen, dass das Steuerungsprogramm = const ist, können Sie auch die Programmsteuerung über Parameter verwenden, deren Wert eine Funktion von ist (Abb. 7).

Die betrachteten Steuerprogramme werden in der Regel kombiniert. Wenn der Motor in ähnlichen Modi arbeitet, in denen alle durch Relativwerte bestimmten Parameter unverändert bleiben. Dies sind die Werte der reduzierten Strömungsgeschwindigkeit in allen Abschnitten des Strömungsabschnitts des Gasturbinentriebwerks, der reduzierten Temperatur und dem Grad der Erhöhung des Gesamtluftdrucks im Kompressor. Der Wert, dem die berechneten Werte entsprechen und der die beiden Bedingungen des Steuerprogramms trennt, entspricht in vielen Fällen den normalen atmosphärischen Bedingungen am Boden = 288 K. Abhängig vom Einsatzzweck des Motors kann der Wert jedoch unterschiedlich sein weniger oder mehr.

Für Triebwerke von Unterschallflugzeugen in großer Höhe kann die Zuordnung sinnvoll sein< 288 К. Так, для того чтобы обеспечить работу двигателя в условиях М = 0,8; Н ≥ 11 км при =, необходимо = 244 К. Тогда при = 288 К относительная
Die Temperatur beträgt = 1,18 und der Motor befindet sich im Maximalmodus
arbeiten bei< 1. Расход воздуха на взлете у такого двигателя ниже

(Kurve 1, Abb. 7) als die von Motor c (Kurve 0).

Für ein Triebwerk, das für hochfliegende Hochgeschwindigkeitsflugzeuge vorgesehen ist, kann die Zuordnung (Kurve 2) sinnvoll sein. Der Luftdurchsatz und der Grad der Erhöhung des Gesamtluftdrucks im Kompressor sind bei einem solchen Motor bei > 288 K höher als bei einem Motor mit = 288 K. Allerdings liegt die Gastemperatur vorher

Reis. 7. Abhängigkeit der Hauptparameter des Motorbetriebsprozesses :a – mit unveränderlicher Geometrie in Abhängigkeit von der Lufttemperatur am Kompressoreinlass, b – mit unveränderlicher Geometrie in Abhängigkeit von der Auslegungslufttemperatur

Die Turbine erreicht in diesem Fall ihren Maximalwert bei höheren Werten und dementsprechend bei höheren Flugmachzahlen. Somit kann für einen Motor mit = 288 K die maximal zulässige Gastemperatur vor der Turbine in Bodennähe bei M ≥ 0 und in Höhen H ≥ 11 km bei M ≥ 1,286 liegen. Wenn das Triebwerk in ähnlichen Betriebsarten arbeitet, beispielsweise bis = 328 K, dann liegt die maximale Gastemperatur vor der Turbine in Bodennähe bei M ≥ 0,8 und in Höhen H ≥ 11 km – bei M ≥ 1,6; Im Startmodus beträgt die Gastemperatur = 288/328

Um bei bis zu = 328 K zu arbeiten, muss die Rotationsgeschwindigkeit im Vergleich zum Start um das = 1,07-fache erhöht werden.

Die Wahl > 288 K kann auch auf die Notwendigkeit zurückzuführen sein, den erforderlichen Startschub bei erhöhten Lufttemperaturen aufrechtzuerhalten.

Somit wird eine Erhöhung des Luftstroms bei > durch Erhöhung der Motorrotorgeschwindigkeit und eine Verringerung des spezifischen Schubs beim Start aufgrund einer Verringerung von sichergestellt.

Wie man sieht, hat der Wert einen erheblichen Einfluss auf die Parameter des Motorbetriebsprozesses und seiner Leistungsparameter und ist daher zusammen mit ein Konstruktionsparameter des Motors.

3. KRAFTSTOFFKONTROLLSYSTEME

1 Hauptkraftstoffdurchflussregler und elektronische Regler

1.1 Hauptkraftstoffdurchflussregler

Der Hauptkraftstoffdurchflussregler ist eine motorbetriebene Einheit, die in verschiedenen Kombinationen mechanisch, hydraulisch, elektrisch oder pneumatisch gesteuert wird. Der Zweck des Kraftstoffmanagementsystems besteht darin, das erforderliche Luft-Kraftstoff-Kraftstoff-Gewichtsverhältnis der Luftsysteme in der Verbrennungszone von etwa 15:1 aufrechtzuerhalten. Dieses Verhältnis stellt das Verhältnis des Gewichts der in die Brennkammer eintretenden Primärluft zum Gewicht des Brennstoffs dar. Manchmal wird ein Kraftstoff-Luft-Verhältnis von 0,067:1 verwendet. Alle Brennstoffe benötigen zur vollständigen Verbrennung eine bestimmte Luftmenge, d.h. Eine fette oder magere Mischung verbrennt, aber nicht vollständig. Das ideale Verhältnis von Luft zu Kerosin beträgt 15:1 und wird als stöchiometrisches (chemisch korrektes) Gemisch bezeichnet. Es ist sehr üblich, ein Luft-Kraftstoff-Verhältnis von 60:1 zu finden. Wenn dies auftritt, stellt der Autor das Luft-Kraftstoff-Verhältnis auf der Grundlage des Gesamtluftdurchsatzes und nicht des in die Brennkammer eintretenden Primärluftstroms dar. Wenn der Primärstrom 25 % des gesamten Luftstroms ausmacht, entspricht ein Verhältnis von 15:1 25 % eines Verhältnisses von 60:1. Bei Fluggasturbinentriebwerken gibt es einen Übergang von einem fetten Gemisch zu einem mageren Gemisch mit einem Verhältnis von 10:1 beim Beschleunigen und 22:1 beim Abbremsen. Wenn der Motor 25 % des gesamten Luftverbrauchs in der Verbrennungszone verbraucht, ergeben sich folgende Verhältnisse: 48:1 beim Beschleunigen und 80:1 beim Verzögern.

Wenn der Pilot den Treibstoffhebel (Gashebel) nach vorne bewegt, erhöht sich der Treibstoffverbrauch. Ein erhöhter Kraftstoffverbrauch führt zu einem Anstieg des Gasverbrauchs im Brennraum, was wiederum die Motorleistung erhöht. Bei Turbofan- und Turbofan-Triebwerken führt dies zu einer Schuberhöhung. Bei Turboprop- und Turboshaft-Motoren führt dies zu einer Erhöhung der Ausgangsleistung der Antriebswelle. Die Rotationsgeschwindigkeit des Propellers nimmt mit zunehmender Steigung des Propellers (dem Winkel seiner Blätter) entweder zu oder bleibt unverändert. In Abb. 8. Es wird ein Diagramm des Verhältnisses der Komponenten von Kraftstoff-Luft-Systemen für ein typisches Fluggasturbinentriebwerk dargestellt. Das Diagramm zeigt das Luft-Kraftstoff-Verhältnis und die Drehzahl des Hochdruckrotors, wie sie von der Vorrichtung zur Steuerung des Kraftstoffdurchflusses mithilfe von Fliehgewichten, dem Drehzahlregler des Hochdruckrotors, wahrgenommen werden.

Reis. 8. Betriebsdiagramm von Kraftstoff - Luft

Im Leerlaufmodus befinden sich 20 Teile der Luft im Gemisch auf der Linie des statischen (stabilen) Zustands und 15 Teile im Bereich von 90 bis 100 % der Hochdruckrotordrehzahl.

Mit zunehmender Lebensdauer des Motors ändert sich das Luft-Kraftstoff-Verhältnis von 15:1, da die Effizienz des Luftkompressionsprozesses abnimmt (sich verschlechtert). Für den Motor ist es jedoch wichtig, dass der erforderliche Druckanstieg erhalten bleibt und keine Strömungsstörungen auftreten. Wenn der Druckanstieg aufgrund von Motorerschöpfung, Verschmutzung oder Beschädigung abzunehmen beginnt, werden zur Wiederherstellung des erforderlichen Normalwerts die Betriebsart, der Kraftstoffverbrauch und die Drehzahl der Kompressorwelle erhöht. Dadurch entsteht im Brennraum ein fetteres Gemisch. Das Wartungspersonal kann später die erforderlichen Reinigungen, Reparaturen oder den Austausch des Kompressors oder der Turbine durchführen, wenn sich die Temperatur dem Grenzwert nähert (alle Motoren haben ihre eigenen Temperaturgrenzen).

Bei Motoren mit einstufigem Kompressor wird der Hauptkraftstoffdurchflussregler vom Kompressorrotor durch das Antriebsgehäuse angetrieben. Bei zwei- und dreistufigen Motoren erfolgt der Antrieb des Hauptkraftstoffdurchflussreglers über einen Hochdruckkompressor.

1.2 Elektronische Regler

Um das Luft-Kraftstoff-Verhältnis automatisch zu steuern, werden zahlreiche Signale an das Motormanagementsystem gesendet. Die Anzahl dieser Signale hängt vom Motortyp und dem Vorhandensein elektronischer Steuerungssysteme in seiner Konstruktion ab. Triebwerke der neuesten Generationen verfügen über elektronische Regler, die eine viel größere Anzahl von Triebwerks- und Flugzeugparametern wahrnehmen als die hydromechanischen Geräte der Triebwerke früherer Generationen.

Nachfolgend finden Sie eine Liste der häufigsten Signale, die an das hydromechanische Motorsteuerungssystem gesendet werden:

Die Motorrotordrehzahl (N c) wird direkt vom Antriebsgehäuse über einen Zentrifugalkraftstoffregler an das Motorsteuersystem übertragen. Wird zur Kraftstoffdosierung sowohl bei konstanten Triebwerksbetriebsbedingungen als auch während der Beschleunigung/Verzögerung verwendet (die Beschleunigungszeit der meisten Flugzeuggasturbinentriebwerke vom Leerlauf bis zum Maximalmodus beträgt 5 bis 10 s);

Motoreinlassdruck (p t 2) – ein Gesamtdrucksignal, das von einem am Motoreinlass installierten Sensor an die Kraftstoffregelbälge übertragen wird. Dieser Parameter wird verwendet, um Informationen über die Geschwindigkeit und Höhe des Flugzeugs zu übermitteln, wenn sich die Umgebungsbedingungen am Triebwerkseinlass ändern.

Der Druck am Ausgang des Kompressors (p s 4) ist der statische Druck, der auf die Faltenbälge des hydromechanischen Systems übertragen wird; dient zur Berücksichtigung des Luftmassenstroms am Auslass des Kompressors;

Der Brennkammerdruck (p b) ist ein statisches Drucksignal für das Kraftstoffverbrauchskontrollsystem; es wird eine direkte proportionale Beziehung zwischen dem Druck in der Brennkammer und dem Gewichtsluftstrom an einem bestimmten Punkt im Motor verwendet. Wenn der Brennkammerdruck um 10 % ansteigt, erhöht sich der Luftmassenstrom um 10 % und der Balg der Brennkammer programmiert eine 10 %ige Erhöhung des Kraftstoffdurchflusses, um das richtige Verhältnis beizubehalten "âîçäóõ - òîïëèâî ". Áûñòðîå ðåàãèðîâàíèå íà ýòîò ñèãíàë ïîçâîëÿåò èçáåæàòü ñðûâîâ ïîòîêà, ïëàìåíè è çàáðîñà òåìïåðàòóðû;

Einlasstemperatur (t t 2) – Signal der Gesamttemperatur am Motoreinlass für das Kraftstoffverbrauchskontrollsystem. Der Temperatursensor ist über Schläuche mit dem Kraftstoffmanagementsystem verbunden, die sich je nach Temperatur der in den Motor eintretenden Luft ausdehnen und zusammenziehen. Dieses Signal liefert dem Motormanagementsystem Informationen über den Luftdichtewert, auf dessen Grundlage ein Kraftstoffdosierungsprogramm eingestellt werden kann.

2 Vereinfachtes Kr(hydromechanisches Gerät)

In Abb. Abbildung 9 zeigt ein vereinfachtes Diagramm des Steuerungssystems für ein Fluggasturbinentriebwerk. Es dosiert Kraftstoff nach folgendem Prinzip:

Messteil :Durch Bewegen des Kraftstoffabsperrhebels (10) vor dem Startzyklus öffnet sich das Absperrventil und ermöglicht den Kraftstoffeintritt in den Motor (Abb. 9.). Der Absperrhebel ist erforderlich, da der Mindestdurchflussbegrenzer (11) verhindert, dass das Hauptsteuerventil jemals vollständig schließt. Diese Konstruktionslösung ist erforderlich, wenn die Einstellfeder des Reglers bricht oder der Leerlaufanschlag falsch eingestellt ist. Die volle hintere Position des Gashebels entspricht der Position des MG neben dem MG-Stopper. Dadurch wird verhindert, dass der Gashebel als Abschalthebel fungiert. Wie in der Abbildung dargestellt, sorgt der Abschalthebel auch dafür, dass der Betriebsdruck im Kraftstoffmanagementsystem während des Startvorgangs korrekt ansteigt. Dies ist notwendig, um sicherzustellen, dass grob dosierter Kraftstoff nicht vor Ablauf der geschätzten Zeit in den Motor gelangt.

Kraftstoff aus dem Druckversorgungssystem der Hauptkraftstoffpumpe (8) wird zur Drosselklappe (Dosiernadel) (4) geleitet. Wenn Kraftstoff durch die durch den Ventilkegel geschaffene Öffnung fließt, beginnt der Druck zu sinken. Der Kraftstoff auf dem Weg von der Drosselklappe zu den Einspritzdüsen gilt als dosiert. In diesem Fall wird der Kraftstoff nach Gewicht und nicht nach Volumen dosiert. Der Heizwert (Massenbrennwert) einer Masseneinheit Kraftstoff ist unabhängig von der Temperatur des Kraftstoffs ein konstanter Wert, während dies beim Heizwert pro Volumeneinheit nicht der Fall ist. Der Kraftstoff gelangt nun in der richtigen Dosierung in den Brennraum.

Das Prinzip der Kraftstoffdosierung nach Gewicht wird mathematisch wie folgt begründet:

Reis. 9. Diagramm eines hydromechanischen Kraftstoffreglers

. (13)

wobei: - Gewicht des verbrauchten Kraftstoffs, kg/s;

Kraftstoffverbrauchskoeffizient;

Der Durchflussbereich des Hauptverteilerventils;

Druckabfall über der Öffnung.

Unter der Voraussetzung, dass zum Betrieb nur ein Motor erforderlich ist und ein Steuerventildurchgang ausreicht, ändert sich die Formel nicht, da der Druckabfall konstant bleibt. Aber Flugzeugtriebwerke müssen ihre Betriebsart ändern.

Bei ständig wechselndem Kraftstoffverbrauch bleibt der Druckabfall an der Dosiernadel trotz der Größe des Strömungsquerschnitts unverändert. Durch die Weiterleitung des dosierten Kraftstoffs an die Membranfeder einer hydraulisch gesteuerten Drosselklappe kehrt der Druckabfall immer wieder auf den Federspannungswert zurück. Da die Federspannung konstant ist, ist auch der Druckabfall im Strömungsabschnitt konstant.

Um dieses Konzept besser zu verstehen, gehen wir davon aus, dass die Kraftstoffpumpe dem System stets überschüssigen Kraftstoff zuführt und das Druckminderventil kontinuierlich überschüssigen Kraftstoff zum Pumpeneinlass zurückführt.

BEISPIEL: Der Druck von nicht dosiertem Kraftstoff beträgt 350 kg/cm 2 ; der dosierte Kraftstoffdruck beträgt 295 kg/cm2; der Federspannungswert beträgt 56 kg/cm 2. In diesem Fall beträgt der Druck auf beiden Seiten der Druckminderventilmembran 350 kg/cm2. Die Drosselklappe befindet sich im Gleichgewichtszustand und leitet überschüssigen Kraftstoff am Pumpeneinlass ab.

Wenn der Pilot den Gashebel nach vorne bewegt, vergrößert sich die Öffnung der Drosselklappe und damit auch der Durchfluss des dosierten Kraftstoffs. Stellen wir uns vor, dass der Druck des dosierten Kraftstoffs auf 300 kg/cm2 gestiegen ist. Dies führte zu einem allgemeinen Druckanstieg auf 360 kg/cm2; auf beiden Seiten der Ventilmembran und zwingt das Ventil zum Schließen. Die verringerte Menge des umgeleiteten Kraftstoffs führt zu einem Anstieg des Drucks des nicht dosierten Kraftstoffs für die neue Querschnittsfläche von 56 kg/cm 2 ; wird nicht neu installiert. Dies geschieht, weil die erhöhte Drehzahl den Kraftstoffdurchfluss durch die Pumpe erhöht. Wie bereits erwähnt, entspricht der Druckabfall ΔP immer der Straffung der Druckminderventilfeder, wenn das System das Gleichgewicht erreicht.

Rechenteil. Während des Motorbetriebs bewirkt die Bewegung des Gashebels (1), dass sich die verschiebbare Federabdeckung entlang der Servoventilstange nach unten bewegt und die Abstimmfeder zusammendrückt. In diesem Fall zwingt die Federbasis die Fliehgewichte zur Konvergenz, als ob die Rotordrehzahl eines Turboladers niedrig wäre. Die Funktion des Servoventils besteht darin, eine plötzliche Bewegung der Dosiernadel zu verhindern, wenn sich die darin enthaltene Flüssigkeit von unten nach oben bewegt. Nehmen wir an, dass der Vervielfachungshebelmechanismus (3) zu diesem Zeitpunkt bewegungslos bleibt, dann bewegt sich der Schieber auf der schiefen Ebene nach unten und nach links. Bei einer Bewegung nach links drückt der Schieber gegen die Anzugskraft seiner Feder auf das Steuerventil und erhöht so den Kraftstoffverbrauch des Motors. Mit zunehmendem Kraftstoffverbrauch erhöht sich die Drehzahl des Motorrotors und damit auch die Drehzahl des Reglerantriebs (5). Die neue Kraft aus der Drehung der Fliehgewichte kommt mit der Kraft der Einstellfeder ins Gleichgewicht, wenn die Fliehgewichte eine vertikale Position einnehmen. Die Gewichte befinden sich nun in der Position, in der die Geschwindigkeit geändert werden kann.

Die Fliehgewichte kehren immer wieder in die vertikale Position zurück, um für folgende Lastwechsel bereit zu sein:

a) Bedingungen für Geschwindigkeitsüberschreitungen:

die Belastung des Motors nimmt ab und er nimmt Fahrt auf;

Zentrifugallasten divergieren und unterbrechen die Zufuhr einer bestimmten Kraftstoffmenge.

b) Bedingungen für Untergeschwindigkeit:

die Belastung des Motors nimmt zu und die Drehzahl beginnt zu sinken;

Zentrifugallasten konvergieren und erhöhen den Kraftstoffverbrauch;

Der Motor kehrt zur Nenndrehzahl zurück. Wenn die Fliehgewichte eine vertikale Position einnehmen, wird die Kraft, die sie auf die Feder ausüben, durch die Spannung der Feder ausgeglichen.

c) Gashebel bewegen (nach vorne):

die Stimmfeder wird komprimiert und die Fliehgewichte konvergieren unter falschen Geschwindigkeitsbedingungen;

Der Kraftstoffverbrauch steigt und die Gewichte beginnen auseinanderzulaufen und nehmen eine Gleichgewichtsposition ein neue Kraft Federspannung.

Hinweis: Die Fliehgewichte kehren erst nach Einstellung des Gashebels in ihre ursprüngliche Position zurück, da die Einstellfeder jetzt eine größere Spannkraft hat. Dies wird als statischer Reglerfehler bezeichnet und wird durch einen leichten Geschwindigkeitsverlust aufgrund der Mechanismen des Steuersystems verursacht.

Bei vielen Motoren ist der statische Druck in der Brennkammer ein nützlicher Indikator für den Luftmassenstrom. Wenn der Luftmassendurchsatz bekannt ist, kann das Luft-Kraftstoff-Verhältnis genauer gesteuert werden. Mit zunehmendem Druck im Brennraum (p b) dehnt sich der ihn aufnehmende Balg nach rechts aus. Übermäßige Bewegungen werden durch den Druckbegrenzer im Brennraum (6) begrenzt. Unter der Annahme, dass die Servoventilverbindung stationär bleibt, bewegt die Multiplikatorverbindung den Schieber nach links und öffnet das Steuerventil für einen größeren Kraftstoffdurchfluss entsprechend dem erhöhten Luftmassenstrom. Dies kann während eines Tauchgangs auftreten und zu einem Anstieg der Geschwindigkeit, des Geschwindigkeitsdrucks und des Luftmassenstroms führen.

Eine Erhöhung des Eingangsdrucks führt dazu, dass sich der Faltenbalg (7), der diesen Druck aufnimmt, ausdehnt, der Übersetzungshebelmechanismus bewegt sich nach links und das Steuerventil öffnet sich weiter.

Beim Abstellen des Motors dehnt sich die Abstimmfeder in zwei Richtungen aus, wodurch der Schiebedeckel in Richtung Leerlaufanschlag angehoben wird und das Hauptsteuerventil vom Mindweggedrückt wird. Wenn der Motor das nächste Mal gestartet wird und sich der Leerlaufdrehzahl nähert, stützen die Fliehgewichte des Reglers den Schiebedeckel am Leerlaufanschlag ab und bewegen gleichzeitig das Steuerventil in Richtung des Mindestdurchflussbegrenzers.

3.3 Hydropneumatische Kraftstoffmanagementsysteme, PT6-Kraftstoffeinspritzsystem (Bendix-Kraftstoffsystem)

Das grundlegende Kraftstoffsystem besteht aus einer motorgetriebenen Pumpe, einem hydromechanischen Kraftstoffregler, einer Startsteuereinheit und einem Doppelkraftstoffverteiler mit 14 Kraftstoffeinspritzdüsen mit einem Anschluss (Single-Port). Zwei Ablassventile im Gasgeneratorgehäuse sorgen für das Ablassen des restlichen Kraftstoffs nach dem Abstellen des Motors (Abb. 10).

3.1 Kraftstoffpumpe

Kraftstoffpumpe 1 ist eine Zahnradpumpe mit positiver Verdrängung, die vom Antriebsgehäuse angetrieben wird. Der Kraftstoff von der Druckerhöhungspumpe gelangt durch einen 2 x 74 Mikron (200 Löcher) großen Einlassfilter in die Kraftstoffpumpe und dann in die Arbeitskammer. Von dort wird Hochdruckkraftstoff durch einen 3 x 10 Mikrometer großen Pumpenausgangsfilter zum hydromechanischen Kraftstoffregler geleitet. Wenn der Filter verstopft ist, überwindet die erhöhte Druckdifferenz die Federkraft, hebt das Überdruckventil von seinem Sitz und lässt ungefilterten Kraftstoff durch. Das Entlastungsventil 4 und der mittlere Kanal der Pumpe ermöglichen, dass ungefilterter Hochdruckkraftstoff von den Pumpenrädern zum Kraftstoffregler gelangt, wenn der Auslassfilter verstopft ist. Interner Kanal 5, der von der Kraftstoffsteuereinheit ausgeht, leitet Bypass-Kraftstoff von der Kraftstoffsteuereinheit zum Pumpeneinlass zurück und umgeht dabei den Einlassfilter.

3.2 Kraftstoffmanagementsystem

Das Kraftstoffmanagementsystem besteht aus drei separaten Teilen mit unabhängigen Funktionen: einem hydromechanischen Kraftstoffzufuhrregler (6), der das Programm für die Kraftstoffversorgung des Motors im stationären Zustand und während der Beschleunigung festlegt; Start-Durchflusssteuereinheit, die als Durchflussverteiler fungiert und je nach Bedarf dosierten Kraftstoff vom Ausgang des hydromechanischen Reglers zum Hauptkraftstoffverteiler oder zum Primär- und Sekundärverteiler leitet. Der Propeller wird auf Vorwärts- und Rückwärtsschub durch eine Reglereinheit gesteuert, die aus einem Teil eines normalen Propellerreglers (in Abb. 10) und einem Maximalgeschwindigkeitsbegrenzer für die Hochdruckturbine besteht. Der Höchstgeschwindigkeitsbegrenzer der Hochdruckturbine schützt die Turbine im Normalbetrieb vor Überdrehzahl. Während der Schubumkehr funktioniert der Propellerregler nicht und die Drehzahlregelung der Turbine wird vom Hochdruckturbinenregler gesteuert.

3.3 Hydromechanischer Kraftstoffregler

Der hydromechanische Kraftstoffzufuhrregler ist auf einer motorgetriebenen Pumpe montiert und dreht sich mit einer Geschwindigkeit, die proportional zur Drehzahl des Niederdruckrotors ist. Der hydromechanische Kraftstoffregler bestimmt das Kraftstoffzufuhrprogramm zum Motor, um die erforderliche Leistung zu erzeugen und die Drehzahl des Niederdruckrotors zu steuern. Die Motorleistung hängt direkt von der Drehzahl des Niederdruckrotors ab. Der hydromechanische Regler steuert diese Frequenz und damit die Motorleistung. Die Drehzahl des Niederdruckrotors wird durch Regulierung der der Brennkammer zugeführten Kraftstoffmenge gesteuert.

Messteil. Kraftstoff gelangt unter dem von der Pumpe erzeugten Druck p 1 in den hydromechanischen Regler. Der Kraftstoffverbrauch wird über die Hauptdrosselklappe (9) und die Dosiernadel (10) eingestellt. Nicht dosierter Kraftstoff unter Druck p 1 von der Pumpe wird dem Einlass des Verteilerventils zugeführt. Der Kraftstoffdruck unmittelbar nach dem Verteilerventil wird als dosierter Kraftstoffdruck (p2) bezeichnet. Das Drosselventil hält eine konstante Druckdifferenz (p 1 - p 2) über dem Verteilerventil aufrecht. Der Durchflussquerschnitt der Dosiernadel wird geändert, um den besonderen Anforderungen des Motors gerecht zu werden. Überschüssiger Kraftstoff im Verhältnis zu diesen Anforderungen vom Ausgang der Kraftstoffpumpe wird durch die Löcher im Inneren des hydromechanischen Reglers abgelassen und zum Einlass des Einlassfilters (5) gepumpt. Die Dosiernadel besteht aus einer Spule, die in einer Hohlhülse arbeitet. Das Ventil wird durch eine Membran und eine Feder betätigt. Im Betrieb wird die Federkraft durch die Druckdifferenz (p 1 - p 2) über der Membran ausgeglichen. Das Bypassventil befindet sich immer in einer Position, die die Aufrechterhaltung der Druckdifferenz (p 1 - p 2) und die Umgehung überschüssigen Kraftstoffs gewährleistet.

Das Sicherheitsventil ist parallel zum Bypassventil eingebaut, um einen Anstieg des Überdrucks p 1 im hydromechanischen Regler zu verhindern. Das Ventil ist zum Schließen federbelastet und bleibt geschlossen, bis der Einlasskraftstoffdruck p 1 die Federspannung übersteigt und das Ventil öffnet. Das Ventil schließt, sobald der Eingangsdruck abnimmt.

Das Drosselventil 9 besteht aus einer profilierten Nadel, die in einer Hülse arbeitet. Die Drosselklappe reguliert den Kraftstoffverbrauch durch Veränderung des Durchflussquerschnitts. Der Kraftstoffdurchfluss ist nur eine Funktion der Position der Dosiernadel, da die Drosselklappe einen konstanten Differenzdruck im gesamten Durchflussbereich aufrechterhält, unabhängig von der Kraftstoffdruckdifferenz am Einlass und Auslass.

Der Ausgleich von Änderungen des spezifischen Gewichts aufgrund von Änderungen der Kraftstofftemperatur erfolgt durch eine Bimetallplatte unter der Federdrosselklappe.

Pneumatischer Rechenteil. Der Gashebel ist mit einer programmierten Geschwindigkeitsnocke verbunden, die bei steigender Leistung den inneren Schub reduziert. Der Reglerhebel dreht sich um eine Achse und eines seiner Enden befindet sich gegenüber dem Loch und bildet ein Reglerventil 13. Der Anreicherungshebel 14 dreht sich auf derselben Achse wie der Reglerhebel und weist zwei Verlängerungen auf, die einen Teil des Reglerhebels abdecken so, dass sich nach einer gewissen Bewegung der Spalt zwischen ihnen schließt und sich beide Hebel gemeinsam bewegen. Der Anreicherungshebel betätigt einen Kerbstift, der gegen das Anreicherungsventil arbeitet. Eine weitere kleinere Feder verbindet den Anreicherungshebel mit dem Reglerhebel.

Der Programmgeschwindigkeitsnocken leitet die Kraft der Abstimmfeder 15 über den Zwischenhebel, der wiederum die Kraft zum Schließen des Reglerventils überträgt. Die Anreicherungsfeder 16, die sich zwischen Anreicherungs- und Reglerhebel befindet, erzeugt die Kraft zum Öffnen des Anreicherungsventils.

Bei der Drehung der Antriebswelle dreht sich die Einheit, auf der die Fliehgewichte des Reglers montiert sind. Kleine Hebel dran innen Gewichte kommen mit der Reglerspule in Kontakt. Wenn die Drehzahl des Niederdruckrotors zunimmt, werden die Gewichte durch die Zentrifugalkraft gezwungen, eine größere Belastung auf die Spule auszuüben. Dadurch bewegt sich die Spule entlang der Welle nach außen und wirkt auf den Anreicherungshebel. Die Kraft der Fliehgewichte überwindet die Federspannung, das Regelventil öffnet und das Anreicherungsventil schließt.

Das Anreicherungsventil beginnt sich zu schließen, wenn die Drehzahl des Niederdruckrotors so stark ansteigt, dass die Zentrifugalgewichte die Spannkraft der kleineren Feder überwinden können. Wenn die Drehzahl des Niederdruckrotors weiter ansteigt, bewegt sich der Anreicherungshebel weiter, bis er den Reglerhebel berührt. An diesem Punkt wird das Anreicherungsventil vollständig geschlossen. Das Regelventil öffnet sich, wenn die Drehzahl des Niederdruckrotors so weit ansteigt, dass die Schwerkraft die Kraft der größeren Feder überwinden kann. In diesem Fall ist das Regelventil geöffnet und das Anreicherungsventil geschlossen. Mit steigender Drehzahl schließt das Anreicherungsventil, um den Betriebsluftdruck konstant zu halten.

Balg. Balgbaugruppe, Abb. 11 besteht aus einem Vakuumbalg (18) und einem Reglerbalg (19), die durch eine gemeinsame Stange verbunden sind. Der Vakuumbalg dient zur Messung des Gesamtdrucks. Der Reglerbalg ist im Körper der Balgbaugruppe eingeschlossen und erfüllt die gleiche Funktion wie die Membran. Die Bewegung des Balgs wird über eine Querwelle und entsprechende Hebel 20 auf das Verteilerventil 9 übertragen.

Am gegenüberliegenden Ende wird das Rohr mit einer Stellhülse im Gussgehäuse fixiert. Daher führt jede Drehbewegung der Querwelle zu einer Zunahme oder Abnahme der Kraft im Torsionsstab (einem rohrförmigen Teil mit hohem Torsionswiderstand). Der Torsionsstab bildet eine Dichtung zwischen den Luft- und Kraftstoffabschnitten des Systems. Entlang der Balgbaugruppe befindet sich ein Torsionsstab, der die Kraft zum Schließen des Steuerventils überträgt. Der Faltenbalg wirkt dieser Kraft entgegen und öffnet das Steuerventil. Der Druck p y wird dem Reglerbalg von außen zugeführt. Der Druck p x wird intern dem Reglerbalg und extern dem Vakuumbalg zugeführt.

Zur Verdeutlichung des Funktionszwecks des Reglerbalgs ist dieser in Abb. 11 ist wie eine Blende. Der Druck p y wird von einer Seite der Membran zugeführt und p x von der gegenüberliegenden Seite. Der Druck p x wird auch auf einen an der Membran befestigten Vakuumbalg ausgeübt. Die dem Vakuumbalg entgegengesetzt wirkende Druckbelastung p

Alle Druckbelastungen, die auf einen Teil des Balgs wirken, können auf Kräfte reduziert werden, die nur auf die Membran wirken. Diese Kräfte sind:

Druck P y, der auf die gesamte Oberfläche des Oberteils wirkt;

Innendruck des Vakuumbalgs, der auf einen Abschnitt der unteren Oberfläche (innerhalb des Druckdämpfungsbereichs) wirkt;

Druck p x, der auf den restlichen Teil der Oberfläche wirkt.

Jede Druckänderung p y hat aufgrund der unterschiedlichen Einflussbereiche eine größere Wirkung auf die Membran als die gleiche Druckänderung p x.

Die Drücke p x und py ändern sich mit Änderungen der Motorbetriebsbedingungen. Wenn beide Drücke gleichzeitig ansteigen, beispielsweise beim Beschleunigen, führt die Abwärtsbewegung des Faltenbalgs dazu, dass sich das Steuerventil nach links in Öffnungsrichtung bewegt. Bei p y wird das Regelventil entlastet, wenn die gewünschte Frequenz erreicht ist

Durch Drehen des Niederdruckrotors (zur Einstellung nach der Beschleunigung) bewegt sich der Balg nach oben, um den Durchflussquerschnitt des Steuerventils zu verringern.

Wenn beide Drücke gleichzeitig sinken, bewegt sich der Balg nach oben und verkleinert so den Durchflussquerschnitt des Steuerventils, da der Vakuumbalg dann als Feder wirkt. Dies geschieht während der Verzögerung, wenn der Druck p y das Reglerventil entlastet und der Druck p x das Anreicherungsventil entlastet, wodurch das Steuerventil gezwungen wird, sich in Richtung des Mindestdurchflussbegrenzers zu bewegen.

Reis. 10. Hydropneumatisches Kraftstoffkontrollsystem TVD RT6

Reis. 11. Funktionsmembran des Balgblocks

Hochdruckturbinenregler (N 2). Die Hochdruck-Rotordrehzahlregelung Nr. 2 ist Teil der Propellerdrehzahlregelung. Es erhält Druck p y entlang der internen Pneumatikleitung 21, die vom Gehäuse der Kraftstoffsteuereinheit zum Regler verläuft. Im Falle einer Überdrehzahl der Hochdruckturbine unter dem Einfluss von Zentrifugallasten öffnet sich die Luftbypassbohrung (22) im Reglerblock (Nr. 2), um den Druck p durch den Regler abzulassen. In diesem Fall wirkt der Druck p y über die Faltenbälge des Kraftstoffmanagementsystems auf das Steuerventil, so dass dieses zu schließen beginnt und den Kraftstofffluss verringert. Durch die Reduzierung des Kraftstoffverbrauchs wird die Drehzahl der Nieder- und Hochdruckrotoren verringert. Die Geschwindigkeit, mit der sich der Bypass-Anschluss öffnet, hängt von den Einstellungen des Propellerregler-Steuerhebels (22) und des Hochdruck-Rücklaufhebels 24 ab. Die Hochdruckturbinendrehzahl und die Propellerdrehzahl werden durch Regler Nr. 2 begrenzt.

Steuereinheit starten. Die Startsteuereinheit (7) (Abb. 12) besteht aus einem Gehäuse, das einen hohlen Kolben (25) enthält, der im Inneren des Gehäuses arbeitet. Die Drehbewegung der Wippe der Steuerstange 26 wird mithilfe eines Zahnstangenmechanismus in eine lineare Bewegung des Kolbens umgewandelt. Einstellnuten ermöglichen Arbeitspositionen von 45° und 72°. Eine dieser Positionen wird je nach Installation zur Konfiguration des Hebelsystems in der Kabine verwendet.

Das Mindestdruckventil (27) am Einlass der Startsteuereinheit hält einen Mindestdruck in der Einheit aufrecht, um die berechnete Kraftstoffdosierung sicherzustellen. Die Doppelverteiler, die intern über das Bypassventil (28) verbunden sind, verfügen über zwei Anschlüsse. Dieses Ventil versorgt den Hauptverteiler Nr. 1 zum Starten mit einer anfänglichen Ladung. Wenn der Druck im Block ansteigt, öffnet sich das Bypassventil, sodass Kraftstoff in den Sekundärverteiler Nr. 2 fließen kann.

Befindet sich der Hebel in der Abschalt- und Entladeposition (0°) (Abb. 13, a), ist die Kraftstoffzufuhr zu beiden Verteilern blockiert. Zu diesem Zeitpunkt fluchten die Ablasslöcher (durch das Loch im Kolben) mit dem „Entladeloch“ und geben den restlichen Kraftstoff in den Verteilern nach außen ab. Dadurch wird verhindert, dass der Kraftstoff bei Wärmeaufnahme siedet und das System verkokt. Der beim Abstellen des Motors in die Startsteuereinheit eintretende Kraftstoff wird durch den Bypass-Anschluss zum Einlass der Kraftstoffpumpe geleitet.

Wenn sich der Hebel in der Arbeitsposition befindet (Abb. 13, b), ist der Auslass des Verteilers Nr. 1 geöffnet und die Bypass-Öffnung blockiert. Wenn der Motor beschleunigt, erhöhen sich der Kraftstoffdurchfluss und der Krümmerdruck, bis das Bypassventil öffnet und Krümmer 2 beginnt, sich zu füllen. Wenn Verteiler Nr. 2 voll ist, ist der Gesamtkraftstoffverbrauch um die zum System Nr. 2 übertragene Kraftstoffmenge gestiegen, und der Motor beschleunigt weiter auf Leerlauf. Wenn der Hebel über die Betriebsposition (45° oder 72°) hinaus bis zum maximalen Anschlag (90°) bewegt wird, hat das Launch Control Unit keinen Einfluss mehr auf die Kraftstoffdosierung im Motor.

Betrieb des Kraftstoffmanagementsystems für eine typische Installation. Der Betrieb des Kraftstoffmanagementsystems ist unterteilt in :

1. Starten des Motors. Der Motorstartzyklus wird eingeleitet, indem der Gashebel in die Leerlaufposition und der Startsteuerhebel in die Aus-Position gebracht werden. Zündung und Anlasser werden eingeschaltet und bei Erreichen der erforderlichen Drehzahl des ND-Rotors bewegt sich der Launch-Control-Hebel in die Arbeitsposition. Eine erfolgreiche Zündung wird unter normalen Bedingungen innerhalb von etwa 10 Sekunden erreicht. Nach erfolgreicher Zündung beschleunigt der Motor in den Leerlaufmodus.

Während der Startsequenz befindet sich das Steuerventil des Kraftstoffregelsystems in der Position für niedrigen Durchfluss. Beim Beschleunigen steigt der Druck am Kompressorausgang (P 3). P x und P y nehmen während der Beschleunigung gleichzeitig zu (P x = P y). Der Druckanstieg wird vom Faltenbalg 18 wahrgenommen und zwingt das Verteilerventil, sich weiter zu öffnen. Wenn der LP-Rotor die niedrige Gasrotationsgeschwindigkeit erreicht, beginnt die Kraft der Zentrifugalgewichte die Anzugskraft der Reglerfeder zu übersteigen und öffnet das Reglerventil 13. Dadurch entsteht eine Druckdifferenz (P y – P x), die den Verteilerventil so lange schließen, bis der für den Gasbetrieb erforderliche Gasverbrauch erreicht ist.

Abweichungen der Motorrotordrehzahl von der gewählten Drehzahl (Leerlauffrequenz) werden von den Fliehgewichten des Reglers wahrgenommen, wodurch die auf die Gewichte wirkende Kraft entweder zunimmt oder abnimmt. Kraftänderungen durch die Fliehgewichte bewirken, dass sich das Reglerventil bewegt, was anschließend zu einer Änderung des Kraftstoffdurchflusses führt, um die exakte Geschwindigkeit wiederherzustellen.

Reis. 12. Steuergerät starten

Übertakten Wenn die Drosselklappe 12 über die Leerlaufstellung hinaus bewegt wird, erhöht sich die Spannkraft der Reglerfeder. Diese Kraft überwindet den Widerstand der Zentrifugalgewichte und bewegt den Hebel, wodurch das Regelventil geschlossen und das Anreicherungsventil geöffnet wird. Die Drücke P x ​​und P y steigen sofort an und bewirken, dass sich das Verteilerventil in Öffnungsrichtung bewegt. Die Beschleunigung ist dann eine steigende Funktion (P x = P y).

Mit steigendem Kraftstoffverbrauch beschleunigt sich der Niederdruckrotor. Wenn es den Auslegungsgeschwindigkeitspunkt (ungefähr 70 bis 75 %) erreicht, überwindet die Kraft der Zentrifugalgewichte den Widerstand der Anreicherungsventilfeder und das Ventil beginnt sich zu schließen. Wenn das Anreicherungsventil zu schließen beginnt, steigen die Drücke P x ​​und P y an, was zu einer Erhöhung der Bewegungsgeschwindigkeit der Reglerbälge und des Verteilerventils führt und so für eine Geschwindigkeitserhöhung entsprechend dem Kraftstoffeinspritzprogramm beim Beschleunigen sorgt.

Wenn die Drehzahlen der LP- und HP-Rotoren steigen, erhöht der Propellerregler die Propellersteigung, um den Betrieb des HP-Rotors bei der ausgewählten Frequenz zu steuern und die erhöhte Leistung als zusätzlichen Schub zu akzeptieren. Die Beschleunigung ist abgeschlossen, wenn die Kraft der Fliehgewichte erneut die Spannung der Reglerfeder überwindet und das Reglerventil öffnet.

Einstellung. Nach Abschluss des Beschleunigungszyklus wird jede Abweichung der Motorrotorgeschwindigkeit von der ausgewählten Geschwindigkeit durch die Zentrifugalgewichte wahrgenommen und in einer Zunahme oder Abnahme der Aufprallkraft der Lasten ausgedrückt. Diese Änderung erzwingt das Öffnen oder Schließen des Reglerventils und führt dann zu einer Anpassung des Kraftstoffdurchflusses, die zur Wiederherstellung der korrekten Geschwindigkeit erforderlich ist. Während des Einstellvorgangs wird das Ventil in der Einstell- oder „Schwimm“-Position gehalten.

Höhenausgleich. Bei diesem Kraftstoffmanagementsystem erfolgt der Höhenausgleich automatisch, weil Der Vakuumbalg 18 liefert den grundlegenden Absolutdruckwert. Der Druck am Auslass des P 3-Kompressors ist ein Maß für Motordrehzahl und Luftdichte. P x ist proportional zum Druck am Auslass des Kompressors; er nimmt mit abnehmender Luftdichte ab. Der Druck wird von einem Vakuumbalg wahrgenommen, wodurch der Kraftstoffverbrauch gesenkt wird.

Begrenzung der Turbinenleistung. Die Hochdruck-Rotorreglereinheit, die Teil des Propellerreglers ist, erhält über eine Leitung den Druck Py von der Kraftstoffsteuereinheit. Wenn die HD-Turbine zu schnell läuft, öffnet sich die Bypass-Öffnung des Reglerblocks, um den Druck Ру durch den Propellerregler abzulassen. Ein Abfall des Drucks Py führt dazu, dass sich das Verteilerventil der Kraftstoffsteuereinheit in Richtung Schließen verschiebt, wodurch der Kraftstoffverbrauch und die Drehzahl des Gasgenerators sinken.

Motorstopp. Der Motor stoppt, wenn der Launch-Control-Hebel in die Aus-Position gebracht wird. Durch diese Aktion wird der manuell betätigte Kolben in die Abschalt- und Entladeposition bewegt, wodurch der Kraftstoffverbrauch und die Abgabe von Restkraftstoff aus dem Doppelverteiler vollständig gestoppt werden.

4 Kraftstoffkontrollsystem vom Typ Bendix DP-L2 (hydropneumatisches Gerät)

Dieser hydropneumatische Kraftstoffregler ist am Turbofan-Triebwerk JT15D installiert (Abb. 13).

Der Kraftstoff wird dem Regler von der Druckpumpe (P 1) zum Einlass des Dosierventils zugeführt. Zur Einstellung des Kraftstoffdurchflusses ist ein Dosierventil in Kombination mit einem Bypassventil erforderlich. Der Kraftstoff stromabwärts unmittelbar nach dem Steuerventil hat einen Druck P2. Das Bypassventil hält eine konstante Druckdifferenz (P 1 - P 2) aufrecht.

Elemente/Funktionen:

zugeführter Kraftstoff – kommt aus dem Kraftstofftank;

Filter – grobmaschig, selbstentladend;

Zahnradpumpe – liefert Kraftstoff mit Druck P 1;

Filter – hat ein Netz mit kleiner Teilung (Feinfilter);

Sicherheitsventil – verhindert den Anstieg des Kraftstoffüberdrucks P 1 am Pumpenauslass und hilft bei der Regulierung des Differenzdrucks bei schneller Verzögerung;

Differenzdruckregler – ein hydraulischer Mechanismus, der überschüssigen Kraftstoff (P ​​0) umgeht und einen konstanten Differenzdruck (P 1 – P 2) um das Verteilerventil aufrechterhält.

Bimetallische Kraftstofftemperaturscheiben – kompensieren automatisch Änderungen des spezifischen Gewichts durch Änderung der Kraftstofftemperatur; kann manuell für andere spezifische Kraftstoffdichten oder andere Kraftstoffanwendungen angepasst werden;

Dosierventil – dosiert Kraftstoff mit Druck P 2 in die Kraftstoffeinspritzdüsen; Positionierung durch einen Torsionsstab, der den Balg mit der Dosiernadel verbindet;

Mindestdurchflussbegrenzer – verhindert das vollständige Schließen des Steuerventils während der Verzögerung;

Maximaler Durchflussbegrenzer – stellt die maximale Rotorgeschwindigkeit entsprechend dem Motorgrenzwert ein;

Doppelbalgblock – der Reglerbalg erfasst die Drücke P x ​​und P y, positioniert das mechanische Getriebe, ändert das Kraftstoffzufuhrprogramm und die Motordrehzahl. Der Verzögerungsbalg dehnt sich bis zum Anschlag aus, wenn der Druck P y abnimmt, um die Motordrehzahl zu reduzieren;

Temperatursensor – Bimetallscheiben erfassen die Temperatur am Einlass des Motors T 2, um den Druck des Balgs P x zu steuern;

Anreicherungsventil – empfängt den Kompressordruck P c und steuert den Druck des Doppelbalgblocks P x und P y; schließt mit steigender Geschwindigkeit, um annähernd den gleichen Betriebsdruck aufrechtzuerhalten;

Rotorregler VD – Fliehgewichte werden unter Einwirkung der Zentrifugalkraft mit zunehmender Rotordrehzahl herausgedrückt; dadurch ändert sich der Druck P y;

Schubhebel – erzeugt eine Last zur Positionierung des Reglers.

Steuerfunktion :

Die Kraftstoffpumpe fördert ungemessenen Kraftstoff mit dem Druck P 1 zum Versorgungsregler.

Der Druck P fällt im Bereich des Steuerventildurchgangs auf die gleiche Weise ab, wie zuvor im vereinfachten Diagramm des hydromechanischen Kraftstoffreglers beschrieben (Abb. 9). Der Druck P 1 wird in P 2 umgewandelt, der dem Motor zugeführt wird und die Funktion des Druckminderventils beeinflusst, das hier Differenzdruckregler genannt wird.

Der zum Pumpeneinlass zurückgeförderte Kraftstoff ist mit P 0 gekennzeichnet. Die Düse hält einen Druck P 0 aufrecht, der höher ist als der Kraftstoffdruck am Pumpeneinlass.

Reis. 13. Hydropneumatischer Kraftstoffregler Bendix DP-L, installiert an einem Turbofan-Triebwerk JT-15 von Pratt & Whitney of Canada

Der zum Pumpeneinlass zurückgeförderte Kraftstoff ist mit P 0 gekennzeichnet. Die Düse hält einen Druck P 0 aufrecht, der höher ist als der Kraftstoffdruck am Pumpeneinlass.

Der Pneumatikteil wird vom Ausgang des Kompressors P c mit Druck versorgt. Nach der Änderung wandelt es sich in Drücke P x ​​und P y um, die das Hauptsteuerventil positionieren.

Wenn der Gashebel nach vorne bewegt wird:

a) die Fliehgewichte konvergieren und die Spannkraft der Stimmfeder ist größer als der Widerstand der Gewichte;

b) das Regelventil stoppt den Bypass P y;

c) das Anreicherungsventil beginnt sich zu schließen, wodurch P c reduziert wird (bei geschlossenem Bypassventil P y ist ein so hoher Druck nicht erforderlich);

d) P x und P y sind auf den Oberflächen des Reglers im Gleichgewicht;

e) P-Druck wird vorherrschend (Abb. 11), der Vakuumbalg und die Reglerbalgstange werden nach unten verschoben; das Zwerchfell ermöglicht eine solche Bewegung;

e) Mechanische Übertragung dreht sich gegen den Uhrzeigersinn und das Hauptsteuerventil öffnet;

f) mit zunehmender Motordrehzahl divergieren die Zentrifugallasten und das Regelventil öffnet sich, um P y zu umgehen;

g) Das Anreicherungsventil öffnet wieder und der Druck P x ​​steigt auf den Druckwert P y;

h) Ein Druckabfall Р у fördert die Bewegung in die entgegengesetzte Richtung des Reglerbalgs und der Stange;

i) Der Torsionsstab dreht sich im Uhrzeigersinn, um den Kraftstoffverbrauch zu senken und die Rotorgeschwindigkeit des Motors zu stabilisieren.

Wenn der Gashebel im Leerlauf bremst:

a) Fliehgewichte werden durch herausgedrückt Hochfrequenz Die Rotationskraft der Lasten ist größer als die Spannung der Einstellfeder.

b) Das Regelventil lässt beim Öffnen den Druck Р у ab, das Sicherheitsventil wird ebenfalls komprimiert, um zusätzlichen Druck Р у abzulassen;

c) Das Anreicherungsventil öffnet sich und lässt Luft mit erhöhtem Druck P x ​​durch;

d) Der Druck P x ​​fördert die Ausdehnung des Reglers und des Verzögerungsbalgs bis zum Anschlag, die Reglerstange steigt ebenfalls an und das Hauptverteilerventil beginnt zu schließen;

e) der Druck P x ​​nimmt mit abnehmender Rotordrehzahl des Motors ab, aber der Vakuumbalg hält die Reglerstange in der oberen Position;

e) Wenn die Drehzahl abnimmt, konvergieren die Fliehgewichte und schließen den Luftbypass mit Druck Ру und das Sicherheitsventil;

f) Das Anreicherungsventil beginnt ebenfalls zu schließen, der Druck P y steigt relativ zu P x;

g) Der Verzögerungsbalg bewegt sich nach unten, das Verteilerventil öffnet sich leicht und die Rotorgeschwindigkeit stabilisiert sich.

Wenn die Außenlufttemperatur bei einer beliebigen festen Drosselklappenstellung ansteigt:

a) Sensor T 12 dehnt sich aus, um den Luftbypass mit Druck P x ​​zu reduzieren und ihn bei niedrigem Druck P c zu stabilisieren, während die Position des Vakuumbalgs und das vorgegebene Beschleunigungsprogramm beibehalten werden; Das. Die Beschleunigungszeit vom Leerlauf bis zum Start bleibt sowohl bei erhöhten als auch bei niedrigeren Außentemperaturen gleich.

5 Elektronisches Programmiersystem für die Kraftstoffversorgung

Kraftstoffzumesssysteme mit elektronischen Funktionen waren in der Vergangenheit nicht so weit verbreitet wie hydromechanische und hydropneumatische. In den letzten Jahren wurden die meisten neuen Triebwerke für die kommerzielle und Geschäftsluftfahrt mit elektronischen Reglern ausgestattet. Der elektronische Regler ist ein hydromechanisches Gerät mit zusätzlicher Einbeziehung elektronischer Sensoren. Elektronische Schaltungen angetrieben vom Flugzeugbus oder von einem eigenen Spezialgenerator Wechselstrom Sie analysieren Motorbetriebsparameter wie Abgastemperatur, Druck entlang des Pfades und Motorrotorgeschwindigkeit. Anhand dieser Parameter berechnet der elektronische Teil des Systems genau den erforderlichen Kraftstoffverbrauch.

5.1 Systembeispiel (Rolls Royce RB-211)

Das RB-211 ist ein großes dreistufiges Turbofan-Triebwerk. Es verfügt über einen elektronischen Steuerregler, der Teil des hydromechanischen Programmiersystems für die Kraftstoffversorgung ist. Der Verstärker der elektronischen Reglereinheit schützt den Motor vor einem Überschreiten der Temperatur, wenn der Motor im Startmodus läuft. Unter allen anderen Betriebsbedingungen wirkt der Kraftstoffregler nur auf das hydromechanische System.

Aus der Analyse von Abb. In 14 ist zu sehen, dass der Regelverstärker Eingangssignale vom LPT und zwei Drehzahlen der LP- und HD-Kompressoren empfängt.

Der Regler arbeitet nach einem hydromechanischen Kraftstoffzufuhrprogramm, bis sich die Motorleistung dem Maximum nähert, dann beginnt der elektronische Reglerverstärker als Kraftstoffzufuhrbegrenzer zu fungieren.

Reis. 14. Kraftstoffsystem mit elektronischem Regler, der das Kraftstoffzufuhrprogramm steuert

Der Differenzdruckregler in diesem System übernimmt die Funktionen eines Druckminderventils im vereinfachten Diagramm eines hydromechanischen Kraftstoffversorgungsreglers in Abb. 10. Wenn sich die Motorleistung dem Maximum nähert und die vorgegebene Gastemperatur in der Turbine und die Drehzahl der Verdichterwelle erreicht sind, reduziert der Differenzdruckregler den Kraftstofffluss in die Kraftstoffeinspritzdüsen und den Kraftstoff zum Pumpeneinlass. Der Kraftstoffzufuhrregler in diesem System fungiert als hydromechanisches Gerät und empfängt Signale über die Drehzahl des Hochdruckmotorrotors, den Druck entlang des Pfads (P 1, P 2, P 3) und die Drosselklappenstellung.

Wie aus Abb. 14 empfängt der Kraftstoffregler die folgenden Signale vom Motor, um ein Kraftstoffversorgungsprogramm zu erstellen:

Einbauwinkel der Drosselklappe;

p 1 - Gesamtdruck am Einlass zum Kompressor (Lüfter);

p 3 - Gesamtdruck am Ausgang des Kompressors der zweiten Stufe (Zwischenkompressor);

p 4 - Gesamtdruck am Ausgang des Druckaufbaus;

N 3 – Drehzahl des HPC-Rotors;

N 1 - Drehzahl des LPC-Rotors (Lüfter);

N 2 – Drehzahl des Zwischenkompressorrotors;

Gastemperatur in der Turbine (am Auslass des LPT);

Befehle zum Blockieren der Funktionen des Regelverstärkers;

Anreicherung – ein Kraftstoffverstärker wird verwendet, um den Motor zu starten Außentemperatur unter 0°.

3.5.2 Systembeispiel (Garrett TFE-731 und ATF-3) TFE-731 und ATF-3 sind Turbofan-Triebwerke der neuen Generation für die Geschäftsluftfahrt. Sie sind mit elektronischen Steuersystemeinheiten ausgestattet, die das Kraftstoffversorgungsprogramm vollständig steuern.

Gemäß dem Diagramm in Abb. 15 Der elektronische Rechner empfängt folgende Eingangssignale:

N 1 - Lüfterdrehzahl;

N 2 - Rotordrehzahl des Zwischenverdichters:

N 3 – Rotordrehzahl des Hochdruckkompressors;

Tt 2 – Gesamttemperatur am Motoreinlass;

Tt 8 – Temperatur am HPT-Einlass;

Punkt 2 – Gesamteinlassdruck;

Eingangsleistung - 28 V DC;

Permanentmagnetgenerator;

Einbauwinkel der Drosselklappe;

VNA-Position;

Рs 6 - statischer Druck am Auslass des Turbomaschinenmotors.

Reis. 15. Elektronischer Regler Kraftstoffsystem mit voller Kontrolle über das Kraftstoffversorgungsprogramm

Der elektronische Teil des Kraftstoffreglers analysiert die Eingangsdaten, sendet Befehle an die BHA-Anlage und programmiert die Kraftstoffzufuhr durch den hydromechanischen Teil des Kraftstoffreglers.

Hersteller behaupten, dass dieses System das Kraftstoffzufuhrprogramm vollständiger und genauer steuert als ein vergleichbares hydromechanisches System. Darüber hinaus schützt es das Triebwerk während des gesamten Zeitraums vom Start bis zum Start vor Temperatur- und Geschwindigkeitsüberschreitungen sowie einem Strömungsabriss bei plötzlicher Beschleunigung, indem es die Temperatur am Einlass des Turboprop-Triebwerks und andere wichtige Triebwerksparameter ständig überwacht.

5.3 Systembeispiel (G.E./Snecma CFM56-7B)

Der CFM56-7B-Motor (Abb. 16) arbeitet mit einem System namens FADEC (Full Authority Digital Engine Control). Es übt die vollständige Kontrolle über die Triebwerkssysteme als Reaktion auf Eingabebefehle von Flugzeugsystemen aus. FADEC stellt außerdem Informationen für Flugzeugsysteme für Cockpit-Anzeigen, Überwachung des Triebwerkszustands, Wartungsberichte und Fehlerbehebung bereit.

Das FADEC-System führt die folgenden Funktionen aus:

führt die Programmierung der Kraftstoffzufuhr und den Schutz vor Überschreitung der Grenzparameter durch die LP- und HP-Rotoren durch;

überwacht die Motorparameter während des Startzyklus und verhindert, dass die Gastemperatur in der Turbine den Grenzwert überschreitet;

steuert die Traktion in zwei Modi: manuell und automatisch;

sorgt für einen optimalen Motorbetrieb durch Steuerung des Kompressordurchflusses und der Turbinenabstände;

steuert zwei Elektromagnete zur Drosselklappenverriegelung.

Elemente des FADEC-Systems. Das FADEC-System besteht aus:

ein elektronischer Regler, der zwei identische Computer umfasst, die als Kanäle A und B bezeichnet werden. Der elektronische Regler führt Steuerberechnungen durch und überwacht den Zustand des Motors;

eine hydromechanische Einheit, die elektrische Signale vom elektronischen Regler in Druck auf die Ventilantriebe und Motorantriebe umwandelt;

Peripheriekomponenten wie Ventile, Aktoren und Sensoren zur Steuerung und Überwachung.

Schnittstelle zwischen Flugzeug und elektronischem Controller (Abb. 16). Flugzeugsysteme versorgen die elektronische Steuerung mit Informationen über Triebwerksschub, Steuerbefehle, Flugzeugstatus und Flugbedingungen, wie unten beschrieben:

Informationen über die Drosselklappenstellung werden in Form eines elektrischen Winkelfehlanpassungssignals an die elektronische Steuerung gesendet. Ein Doppelkonverter ist mechanisch an den Drosselklappen im Cockpit befestigt.

Fluginformationen, Triebwerkszielbefehle und Daten werden von der elektronischen Anzeigeeinheit des Flugzeugs über den ARINC-429-Bus an jedes Triebwerk übertragen.

Ausgewählte diskrete Flugzeugsignale und Informationssignale werden über eine Verkabelung an die elektronische Steuerung weitergeleitet.

Signale über die Rückwärtsstellung des Motors werden über Kabel an die elektronische Steuerung übertragen.

Der elektronische Regler nutzt diskrete Zapfluft- und Flugkonfigurationsinformationen (Boden/Flug und Klappenposition) vom Flugzeug, um die Betriebsbedingungen zu kompensieren und als Grundlage für die Programmierung der Treibstoffzufuhr während der Beschleunigung zu dienen.

FADEC-Schnittstellen Das FADEC-System ist ein System mit eingebauter Testausrüstung. Dies bedeutet, dass es in der Lage ist, seinen eigenen internen oder externen Fehler zu erkennen. Um alle seine Funktionen zu erfüllen, ist das FADEC-System über eine elektronische Steuerung mit den Flugzeugcomputern verbunden.

Der elektronische Regler empfängt Befehle von der Flugzeuganzeigeeinheit des allgemeinen Informationsanzeigesystems, das die Schnittstelle zwischen dem elektronischen Regler und den Flugzeugsystemen darstellt. Beide Einheiten des Anzeigesystems liefern die folgenden Daten vom Signalerzeugungssystem für den vollen und statischen Flugdruck und vom Flugsteuerungscomputer:

Luftparameter (Höhe, Gesamtlufttemperatur, Gesamtdruck und M) zur Berechnung des Schubs;

Winkelstellung der Drosselklappe.

Reis. 16. Diagramm des Kraftstoffsystems des G.E./Snecma CFM56-7-Motors

FADEC-Design. Das FADEC-System ist vollständig redundant und basiert auf einem zweikanaligen elektronischen Regler. Um dies zu gewährleisten, sind die Ventile und Antriebe mit Doppelsensoren ausgestattet Rückmeldung mit Regler. Alle überwachten Eingangssignale sind bidirektional, einige zur Überwachung und Anzeige verwendete Parameter sind jedoch unidirektional.

Um die Systemzuverlässigkeit zu erhöhen, werden alle Eingangssignale eines Kanals über eine Cross-Link-Datenverbindung zum anderen übertragen. Dadurch wird sichergestellt, dass beide Kanäle auch dann betriebsbereit bleiben, wenn kritische Eingangssignale für einen Kanal beschädigt werden.

Beide Kanäle A und B sind identisch und funktionieren ständig, jedoch unabhängig voneinander. Es empfangen immer beide Kanäle Eingangssignale und verarbeiten diese, es wird jedoch nur ein Kanal aufgerufen aktive Kontrolle und erzeugt Steuersignale. Der andere Kanal ist ein Duplikat.

Wenn während des Betriebs Spannung an den elektronischen Regler angelegt wird, werden der aktive und der Backup-Kanal ausgewählt. Das eingebettete Testgerätesystem erkennt und isoliert Fehler oder Fehlerkombinationen, um den Verbindungszustand aufrechtzuerhalten und Wartungsdaten an Flugzeugsysteme zu übermitteln. Die Auswahl der aktiven Kanäle und der Backup-Kanäle basiert auf dem Zustand der Kanäle. Jeder Kanal legt seinen eigenen Gesundheitsstatus fest. Der wartungsfähigste wird als aktiver ausgewählt.

Wenn beide Kanäle den gleichen Funktionsstatus haben, wechselt die Auswahl des aktiven Kanals und des Backup-Kanals bei jedem Motorstart, wenn die Drehzahl des Niederdruckrotors 10.990 U/min überschreitet. Wenn ein Kanal beschädigt ist und der aktive Kanal keine Motorsteuerungsfunktionen ausführen kann, wechselt das System in einen Fail-Safe-Modus, der den Motor schützt.

Betrieb des Reglers mit Rückmeldung. Der elektronische Regler nutzt einen geschlossenen Regelkreis, um die verschiedenen Motorsysteme vollständig zu steuern. Der Controller berechnet die Position für die Systemelemente, den sogenannten Befehl. Der Controller führt dann eine Operation durch, bei der er den Befehl mit der tatsächlichen Position des Elements vergleicht (Feedback) und die Differenz berechnet (Anforderung).

Der elektronische Regler sendet über das elektrohydraulische Servoventil des hydromechanischen Geräts Signale an die Elemente (Ventile, Kraftantriebe), die diese in Bewegung versetzen. Wenn sich ein Ventil oder Aktuator des Systems bewegt, erhält die elektronische Steuerung per Rückmeldung ein Signal über die Position des Elements. Der Vorgang wird wiederholt, bis die Positionsänderung der Elemente aufhört.

Eingabeparameter. Alle Sensoren sind Doppelsensoren mit Ausnahme von T 49,5 (Abgastemperatur), T 5 (Temperatur am Auslass der ND-Turbine), Ps 15 (statischer Druck am Fan-Auslass), P 25 (Gesamttemperatur am HPC-Einlass) und WF (Kraftstoffverbrauch). Die Sensoren T 5, Ps 15 und P 25 sind optional und nicht bei jedem Motor verbaut.

Um die Berechnung durchzuführen, empfängt jeder Kanal des elektronischen Controllers über die Querverbindung der Datenübertragung die Werte seiner eigenen Parameter und die Werte der Parameter eines anderen Kanals. Beide Wertegruppen werden in jedem Kanal durch ein Testprogramm auf Plausibilität überprüft. Der richtige zu verwendende Wert wird basierend auf der Konfidenzbewertung für jeden Messwert ausgewählt, oder es wird der Durchschnitt beider Werte verwendet.

Im Falle eines Doppelsensorausfalls wird der aus den anderen verfügbaren Parametern berechnete Wert ausgewählt. Dies gilt für folgende Optionen:

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زهىï هًàًٍَà يà âُî نه â êî ىïً هٌٌîً âûٌîêî مî نàâë هيè ے (T 25);

همهيè ه ٍîïëèâ يî مî نîçèًَ‏ù همî يàïà يà (FMV);

دîëî وهيè ه َïًâë ےهىî مî êëàïà يà ï هًهïٌَêà âîç نَُà (VBV);

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Ja. 17. فë هêًٍî ييûé Vor mehr als einem Jahr G.E./Snecma CFM56-7B

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Inhaber des Patents RU 2446298:

Verwendung: in automatischen Steuerungssystemen (ACS) von Gasturbinentriebwerken (GTE). Technisches Ergebnis: adaptive Steuerung verschiedener Ausgangskoordinaten des Gasturbinentriebwerks unter Verwendung eines Kanalwählers und einer Signalselbstoptimierungsschaltung, wodurch das Überschwingen der Triebwerksausgangskoordinaten eliminiert wird, die spezifizierte Qualität transienter Prozesse des Schaltvorgangs -on ACS-Kanal gewährleistet ist, was dazu beiträgt, die Lebensdauer des Gasturbinentriebwerks zu erhöhen. Das System umfasst weiterhin einen in Reihe geschalteten Maximalsignalselektor, ein drittes Vergleichselement, einen Anpassungsblock, einen Schalter und ein zweites Summierelement, wobei der erste und der zweite Eingang des Maximalsignalselektors jeweils mit dem ersten und dem zweiten verbunden sind Eingänge des Minimalsignalselektors, dessen Ausgang mit dem zweiten Eingang des dritten Vergleichselements verbunden ist, der Ausgang des ersten Vergleichselements mit dem zweiten Eingang des zweiten Summierelements verbunden ist, dessen Ausgang mit dem verbunden ist Eingang des Rotorgeschwindigkeitsreglers, der Ausgang des logischen Geräts ist mit dem zweiten Eingang des Schalters verbunden, dessen zweiter Ausgang mit dem zweiten Eingang des ersten Summierelements verbunden ist. 2 Abb.

Die Erfindung betrifft das Gebiet der automatischen Steuerungssysteme (ACS) eines Gasturbinentriebwerks (GTE).

Es ist ein automatisches Steuersystem für ein Gasturbinentriebwerk bekannt, bei dem es, um die negativen Auswirkungen der Wechselwirkung von Reglern auf die Eigenschaften eines Steuersystems mit einem Regelfaktor zu beseitigen, Messgeräte für die Drehzahl des Gasturbinenrotors und die Gastemperatur sowie Regler von enthält Diese Parameter, ein Minimalsignalwähler und ein Stellglied, das den Kraftstoffverbrauch beeinflusst.

Der Nachteil dieses Schemas besteht darin, dass die Interaktion der Steuerkanäle während transienter Bedingungen aufrechterhalten bleibt. Diese selbstfahrende Waffe mit Gasturbinentriebwerk weist eine geringe dynamische Genauigkeit und Temperaturüberschreitungen während der Auswahl auf, was wie folgt erklärt werden kann.

Das Gasturbinentriebwerk hat verschiedene dynamische Eigenschaften entsprechend unterschiedlicher Ausgabekoordinaten des Steuerobjekts relativ zum Kraftstoffverbrauch.

Betrachten wir das automatische Steuersystem eines Gasturbinentriebwerks als zweidimensionales Objekt mit einer Steueraktion, das einen algebraischen Minimalsignalselektor verwendet. Der erste Kanal dieses ACS ist ein Steuerkanal, der den Betriebsmodus des Objekts entlang der Ausgangskoordinate Y 1 bestimmt, sein vorgegebener Wert Y 10 hängt von der Zeit ab. Der zweite Kanal ist der Begrenzungskanal, sein vorgegebener Wert Y 20 ist konstant und bestimmt den maximalen Betriebsmodus des Objekts entlang der Y 2-Koordinate.

Übertragungsfunktionen des Kontrollobjekts:

entlang der Y-Koordinate 1:

entlang der Y 2-Koordinate:

wobei p der Laplace-Transformationsoperator ist;

K 1 , K 2 - Transmissionskoeffizienten;

A 1 (p), A 2 (p), B(p) – Polynome je nach Objekttyp.

Nehmen wir an, dass die Ordnung von A 1 (p) kleiner ist als die Ordnung von B(p) und die Ordnung von A 2 (p) gleich der Ordnung von B(p) ist. Eine solche mathematische Beschreibung ist beispielsweise typisch für die dynamischen Eigenschaften eines Gasturbinentriebwerks hinsichtlich Rotordrehzahl und Gastemperatur, wenn sich der Kraftstofffluss in die Brennkammer ändert.

Übertragungsfunktion eines allgemeinen isodromen Reglers

Die Übertragungsfunktionen des Controllers des ersten Kanals W 1 (p) und des zweiten Kanals W 2 (p) werden auf der Grundlage der spezifizierten Anforderungen an die dynamischen Eigenschaften jedes einzelnen Kanals ausgewählt. Dies kann wie folgt erfolgen. Wir werden verlangen, dass die Übertragungsfunktionen einzelner offener Kanäle, ohne Berücksichtigung der Verzögerung der Koordinatenmesser, die folgenden Gleichungen erfüllen:

wobei W m1 (p) und W m2 (p) die Übertragungsfunktionen der Referenzmodelle sind

offene Kanäle. Dann

Wenn im Formular die Übertragungsfunktionen einzelner Open-Loop-Kanäle gewählt werden

Um dann die erforderliche Regelgüte der Ausgangskoordinaten zu erhalten, müssen die Regler gemäß (6) und (7) beispielsweise über folgende Übertragungsfunktionen verfügen:

In diesem Fall muss die Trägheit des Temperatursensors so angepasst werden, dass die Parameterzähler trägheitsfrei sind.

Üblicherweise wird bekanntlich das Auswahlprinzip angewendet, nach dem der Gasturbinentriebwerksparameter geregelt wird, der dem durch das Steuerprogramm ermittelten Wert am nächsten kommt. Um die erforderliche Regelungsqualität zu erhalten, muss die Wahlumschaltung daher im Moment der Gleichheit der Abweichungen zwischen den aktuellen Werten der Ausgangskoordinaten und ihren Einstellwerten erfolgen, d.h. im Moment der Signalgleichheit vor den Reglern

Die Analyse zeigt, dass der Gastemperaturregler im Verhältnis zum Rotorgeschwindigkeitsregler des Gasturbinentriebwerks träge ist, weshalb der Wähler mit einer Verzögerung vom Rotorgeschwindigkeitskanal auf den Gastemperaturkanal umschaltet. Dadurch kommt es zu einem Anstieg der Gastemperatur.

Das dem erreichten technischen Ergebnis am nächsten kommende Analogon ist das selbstfahrende Steuersystem des Gasturbinentriebwerks, das Kanäle zur Regelung der Rotorgeschwindigkeit und der Gastemperatur, einen Minimalsignalwähler, einen Aktuator und zwei Korrekturelemente enthält Verknüpfungen, zwei Summierglieder, ein logisches Gerät (Komparator) und einen Schlüssel.

In diesem ACS sind zwei kreuzkorrigierende Links mit Übertragungsfunktionen enthalten

der Einstelleinfluss des offenen Kanals zur Begrenzung der Gastemperaturänderungen und die Bedingung ist erfüllt

beim Umschalten des ACS auf den Gastemperaturbegrenzungskanal mit gleichen Signalen an den Eingängen des Minimalsignalwählers

Dadurch können Sie beim Einschalten dieses Kanals die erforderliche Qualität des Übergangsprozesses in Bezug auf die Gastemperatur erreichen.

Der Nachteil eines solchen automatischen Steuersystems besteht darin, dass sich beim Zurückschalten vom Gastemperaturkanal auf den Rotorgeschwindigkeitskanal die Struktur, die Parameter der Korrekturglieder und der Ort, an dem das Korrektursignal eingeschaltet wird, ändern müssen, d. h. Dieses System reagiert nicht auf Änderungen in seiner Struktur bei der Kanalauswahl und bietet in diesem Fall nicht die spezifizierte Qualität transienter Prozesse.

Die durch die beanspruchte Erfindung zu lösende Aufgabe besteht darin, die dynamischen Eigenschaften der selbstfahrenden Geschütze zu verbessern, indem Überschwingungen beseitigt und die spezifizierte Qualität von Übergangsprozessen entlang der Ausgangskoordinaten des Gasturbinentriebwerks sichergestellt werden, wenn der Wähler verschiedene Kanäle des Systems umschaltet vorwärts und rückwärts, was zu einer Verbesserung der Qualität des Steuerungssystems und einer Erhöhung der Lebensdauer des Motors führt.

Die Lösung des Problems wird dadurch erreicht, dass im automatischen Steuersystem eines Gasturbinentriebwerks, das einen in Reihe geschalteten Rotorgeschwindigkeitsregler, einen Minimalsignalwähler, einen isodromen Regler, ein Gasturbinentriebwerk, einen Rotorgeschwindigkeitsmesser usw. enthält ein erstes Vergleichselement, einen Rotorgeschwindigkeitseinsteller, dessen Ausgang mit dem zweiten Eingang des ersten Vergleichselements verbunden ist, einen Gastemperaturmesser, ein zweites Vergleichselement, ein erstes Summierelement, einen Gastemperaturregler und eine logische Vorrichtung , ein Gastemperatur-Sollwert, in Reihe geschaltet, dessen Ausgang mit dem zweiten Eingang des zweiten Vergleichselements verbunden ist und dessen Ausgang mit dem zweiten Eingang eines logischen Geräts verbunden ist, dessen Ausgang der Der Gastemperaturregler ist mit dem zweiten Eingang des Minimalsignalwählers verbunden, und der zweite Ausgang des Gasturbinentriebwerks ist mit dem Eingang des Gastemperaturmessers verbunden, im Gegensatz zum Prototyp ist ein Maximalsignalwähler ein drittes Vergleichselement , ein Anpassungsblock, ein Schalter und ein zweites Element sind zusätzlich in Reihe geschaltet, ein Summierelement, wobei der erste und zweite Eingang des Maximalsignalselektors jeweils mit dem ersten und zweiten Eingang des Minimalsignalselektors, dem Ausgang, verbunden sind dessen Ausgang mit dem zweiten Eingang des dritten Vergleichsgliedes verbunden ist, dessen Ausgang mit dem zweiten Eingang des zweiten Summiergliedes verbunden ist, dessen Ausgang mit dem Eingang des Rotordrehzahlreglers verbunden ist, der Der Ausgang des logischen Geräts ist mit dem zweiten Eingang des Schalters verbunden, dessen zweiter Ausgang mit dem zweiten Eingang des ersten Summierelements verbunden ist.

Das Wesentliche des Systems wird anhand von Zeichnungen veranschaulicht. Abbildung 1 zeigt ein Blockdiagramm des automatischen Steuersystems eines Gasturbinentriebwerks; Abb. 2 zeigt die Ergebnisse der Modellierung transienter Prozesse im selbstfahrenden Steuersystem eines Gasturbinentriebwerks während verschiedener Kanalumschaltungen unter Verwendung des Minimalsignalselektors:

a) vom Rotorgeschwindigkeitskanal zum Gastemperaturkanal, b) vom Gastemperaturkanal zum Rotorgeschwindigkeitskanal, mit und ohne Anpassungsschleife, während die Ausgangskoordinaten des Gasturbinentriebwerks in relativer Form dargestellt werden

Das automatische Steuersystem eines Gasturbinentriebwerks enthält einen in Reihe geschalteten Rotorgeschwindigkeitsregler 1, einen Minimalsignalwähler 2, einen isodromen Regler 3, ein Gasturbinentriebwerk 4, einen Rotorgeschwindigkeitsmesser 5 und ein erstes Vergleichselement 6, einen Rotor Drehzahlsteller 7, dessen Ausgang mit dem zweiten Eingang verbunden ist, erstes Vergleichsglied 6, in Reihe geschalteter Gastemperaturmesser 8, zweites Vergleichsglied 9, erstes Summierglied 10, Gastemperaturregler 11 und Logikbaustein 12, Gastemperatursollwert 13 , dessen Ausgang mit dem zweiten Eingang des zweiten Vergleichselements 9 verbunden ist, und dessen Ausgang des Drehzahlreglers des Rotors 1 mit dem zweiten Eingang des Logikgeräts 12, dem Ausgang des Gastemperaturreglers 11, verbunden ist ist mit dem zweiten Eingang des Minimalsignalselektors 2 verbunden, und der zweite Ausgang des Gasturbinentriebwerks 4 ist mit dem Eingang des Gastemperaturmessers 8 verbunden, während das System zusätzlich einen in Reihe geschalteten Maximalsignalselektor 14 enthält, der drittes Vergleichselement 15, die Anpassungseinheit 16, der Schalter 17 und das zweite Summierelement 18, wobei der erste und der zweite Eingang des Maximalsignalselektors 14 jeweils mit dem ersten und zweiten Eingang des Minimalsignalselektors 2 verbunden sind dessen Ausgang mit dem zweiten Eingang des dritten Vergleichsgliedes 15 verbunden ist, dessen Ausgang des ersten Vergleichsgliedes 6 mit dem zweiten Eingang des zweiten Summiergliedes 18 verbunden ist, dessen Ausgang mit dem Eingang der Rotordrehzahl verbunden ist Im Controller 1 ist der Ausgang des Logikbausteins 12 mit dem zweiten Eingang des Schalters 17 verbunden, dessen zweiter Ausgang mit dem zweiten Eingang des ersten Summierelements 10 verbunden ist.

Das automatische Steuersystem eines Gasturbinentriebwerks funktioniert wie folgt.

Im Kanal zur Regelung der Rotorgeschwindigkeit des Gasturbinentriebwerks 4 wird das zur Rotorgeschwindigkeit proportionale Signal des Rotorgeschwindigkeitsmessers 5 an das erste Vergleichselement 6 gesendet, wo es mit dem Ausgangssignal des Rotors verglichen wird Geschwindigkeitseinsteller 7 und es wird ein Ausgangsfehlanpassungssignal E 1 erzeugt, das proportional zur Drehzahlabweichung des Rotors vom eingestellten Wert ist. Dieses Signal wird über das zweite Summierglied 18 dem Eingang des Rotordrehzahlreglers 1 zugeführt, dessen Ausgang U 1 mit dem ersten Eingang des Minimalsignalselektors 2 verbunden ist.

Im Gastemperatur-Regelkanal des Gasturbinentriebwerks 4 wird das der Gastemperatur proportionale Signal des Gastemperaturmessers 8 an das zweite Vergleichselement 9 gesendet, wo es mit dem Ausgangssignal der eingestellten Gastemperatur verglichen wird Punkt 7 und es wird ein Ausgangsfehlanpassungssignal E 2 erzeugt, das proportional zur Abweichung der Gastemperatur vom eingestellten Wert ist. Dieses Signal wird über das erste Summierelement 10 dem Eingang des Gastemperaturreglers 11 zugeführt, dessen Ausgang U 2 mit dem zweiten Eingang des Minimalsignalselektors 2 verbunden ist.

Das Ausgangssignal gelangt zum Ausgang des Minimalsignalselektors 2

Dieser Steuerkanal, der derzeit aufgrund der Betriebsbedingungen des Gasturbinentriebwerks einen geringeren Kraftstoffverbrauch erfordert. Das Signal vom Minimalsignalwähler 2 über den isodromen Regler 3, der auch als Aktuator fungiert, verändert den Kraftstofffluss in die Brennkammer des Gasturbinentriebwerks 4.

Die Ausgangssignale des Rotordrehzahlreglers 1 U 1 und des Gastemperaturreglers 11 U 2 werden den Eingängen des Maximalsignalselektors 14 zugeführt, an dessen Ausgang ein Signal erzeugt wird

Am Ausgang des dritten Vergleichselements 15 wird die Differenz der Signale am Ausgang der Regler ermittelt

wobei U Stellvertreter das Ausgangssignal des Closed-Channel-Controllers ist;

U mal ist das Ausgangssignal des Offenkanalreglers.

Die Ausgangssignale U 1 und U 2 werden auch dem Eingang des logischen Geräts 12 zugeführt, an dessen Ausgang ein logisches Signal L erzeugt wird, das den geschlossenen Kanal des ACS bestimmt

Das Ausgangssignal ε des dritten Vergleichselements 15 wird über die Anpassungseinheit 16 und den Schalter 17 unter Verwendung des ersten 10 oder des zweiten 18 Summierelements dem Eingang des entsprechenden Offenkanalreglers zugeführt, der durch den Zustand des bestimmt wird Schalter 17 gemäß dem logischen Signal L des logischen Geräts 12. Da ε kleiner Null ist, verringert dieses Signal den Referenzeinfluss des offenen Kanals und korrigiert dadurch den Zeitpunkt der Kanalumschaltung.

Wie oben erwähnt, haben die Rotorgeschwindigkeitsregler 1 und die Gastemperaturregler 11 unterschiedliche dynamische Eigenschaften, was zu der Schaltbedingung des Minimalsignalselektors 2 führt

unterscheidet sich von der notwendigen Referenzbedingung zum Umschalten des ACS – Gleichheit der Nichtübereinstimmungen zwischen den aktuellen Werten der Ausgangskoordinaten und deren Einstellungseinflüssen

Daher ist es notwendig, diese Bedingungen zu vereinbaren. Bekanntermaßen ist eine Koordination des Verhaltens einzelner ACS-Kanäle aufgrund des Regelkreises für deren Relativbewegung möglich. In diesem Fall wird dies durch die Einführung einer Sgewährleistet, die auf der Signaldifferenz ε am Ausgang der Regler mit dem Einfluss des offenen Kanals des Systems auf die Referenzwirkung basiert. Auf diese Weise können Sie ein automatisches Steuerungssystem für ein Gasturbinentriebwerk aufbauen, das sich an Änderungen in seiner Struktur anpasst, wenn der Kanal mit einem Selektor umgeschaltet wird.

Lassen Sie den Kanal zur Regelung der Rotordrehzahl geschlossen, d.h. erster Kanal. Anschließend wird der Ausgang der Signal-Selbstoptimierungsschaltung über das erste Summierelement 10 auf den Eingang des Gastemperaturreglers 11 des zweiten offenen Kanals geschaltet.

Signal am Ausgang des Rotordrehzahlreglers

Signal am Ausgang des Gastemperaturreglers

wobei W c (p) die Übertragungsfunktion des Matching-Blocks 16 ist.

Dann die Differenz der Signale am Ausgang der Regler

Wenn W c (p) gleich K und K ausreichend groß ist, erhalten wir

ε→0; U. 2 → U. 1 ,

wobei m ein ziemlich kleiner Wert ist.

Aufgrund des Betriebs der Signal-Selbstoptimierungsschaltung ist somit der Schaltzeitpunkt des minimalen Signalwählers 2

nähert sich dem Zustand der Kanalumschaltung basierend auf Kanalfehlern

Dies ermöglicht es dementsprechend, Überschwinger zu eliminieren und die erforderliche Qualität des Übergangsprozesses sicherzustellen, wenn der Gastemperaturregler 11 geschlossen und in Betrieb genommen wird. Wenn U 1 gleich U 2 ist, werden die Kanäle umgeschaltet, und dann, wenn U 1 ist größer im Vergleich zu U 2, - Änderung des Kanalzustands: Der erste Kanal wird geöffnet und der zweite Kanal wird geschlossen. Dies führt auch zu einer Änderung der Struktur der Selbstoptimierungsschleife.

Ähnliche Prozesse sind typisch für ACS beim Umschalten des Selektors von einem geschlossenen Gastemperaturkanal auf den Rotorgeschwindigkeitskanal. In diesem Fall wird das Ausgangssignal der Selbstoptimierungsschaltung über den Schalter 17 und das zweite Summierglied 18 auf den Eingang des Rotordrehzahlreglers 1 geschaltet, wodurch sich die Referenzwirkung des ersten Kanals ändert.

Da die Reihenfolge der Nenner der Übertragungsfunktionen der einzelnen Regler W 1 (p) und W 2 (p) eines Doppelwellen-Gasturbinentriebwerks nicht höher als zwei ist, sorgt die Selbstoptimierungsschaltung dafür gute Qualität transiente Prozesse bei ausreichend hohen Werten des Transmissionskoeffizienten K.

Die Ergebnisse der Modellierung des betrachteten automatischen Steuerungssystems eines Gasturbinentriebwerks, dargestellt in Abb. 2, mit den Einstelleinflüssen der Kanäle

und die Erfüllung von Bedingung (8) zeigen, dass beim direkten und umgekehrten Umschalten von Kanälen durch einen Selektor die Qualität transienter Prozesse des geschalteten Kanals durch die Einführung einer selbstabstimmenden Schaltung deutlich verbessert wird. Die selbstfahrende Waffe behält die spezifizierte Qualität bei, wenn sich die Struktur ändert, d. h. ist adaptiv.

Somit ermöglicht die beanspruchte Erfindung eine adaptive Steuerung verschiedener Ausgangskoordinaten eines Gasturbinentriebwerks unter Verwendung eines Kanalwählers und einer Signalselbstausstimmungsschaltung. Ein Überschwingen der Triebwerksausgangskoordinaten wird eliminiert, die spezifizierte Qualität transienter Vorgänge des eingeschalteten Kanals des Systems wird gewährleistet, was zur Erhöhung der Lebensdauer des Gasturbinentriebwerks beiträgt.

Literaturquellen

1. Integrierte automatische Steuerungssysteme Kraftwerke Flugzeuge. / Ed. A. A. Shevyakova. - M.: Maschinenbau, 1983. - 283 S., S. 126, Abb. 3.26.

2. Integrierte automatische Steuerungssysteme für Flugzeugkraftwerke. / Ed. A. A. Shevyakova. - M.: Maschinenbau, 1983. - 283 S., S. 110.

3. Zertifikat der Russischen Föderation Nr. 2416 für Gebrauchsmuster. IPC 6 F02C 9/28. Automatisches Steuersystem für ein Gasturbinentriebwerk. / V.I.Petunin, A.I.Frid, V.V.Vasiliev, F.A.Shaimardanov. Antragsnr. 95108046; Anwendung 18.05.95; publ. 16.07.96; Stier. Nr. 7.

4. Miroshnik I.V. Konsistentes Management von Multichannel-Systemen. - L.: Energoatomizdat, 1990. - 128 S., S. 21, Abb. 1.8.

Ein automatisches Steuersystem eines Gasturbinentriebwerks, das einen Rotorgeschwindigkeitsregler, einen Minimalsignalwähler, einen isodromen Regler, ein Gasturbinentriebwerk, einen Rotorgeschwindigkeitsmesser und ein erstes Vergleichselement, einen Rotorgeschwindigkeitseinsteller, enthält, dessen Ausgang ist mit dem zweiten Eingang des ersten Vergleichselements verbunden, in Reihe geschaltet ein Gastemperaturmesser, ein zweites Vergleichselement, ein erstes Summierelement, ein Gastemperaturregler und eine logische Vorrichtung, ein Gastemperaturregler, dessen Ausgang verbunden ist mit dem zweiten Eingang des zweiten Vergleichselements, und der Ausgang des Rotorgeschwindigkeitsreglers ist mit dem zweiten Eingang des Logikgeräts verbunden, der Ausgang des Gastemperaturreglers ist mit dem zweiten Eingang des Minimalsignalselektors verbunden, und der zweite Der Ausgang des Gasturbinentriebwerks ist mit dem Eingang des Gastemperaturmessers verbunden, dadurch gekennzeichnet, dass er zusätzlich einen in Reihe geschalteten Maximalsignalselektor, ein drittes Vergleichselement, einen Anpassungsblock, einen Schalter und ein zweites Summierelement, das erste, enthält und zweite Eingänge: Die Maximalsignalselektoren sind jeweils mit dem ersten und zweiten Eingang des Minimalsignalselektors verbunden, dessen Ausgang mit dem zweiten Eingang des dritten Vergleichselements verbunden ist, mit dem der Ausgang des ersten Vergleichselements verbunden ist der zweite Eingang des zweiten Summierelements, dessen Ausgang mit dem Eingang des Rotordrehzahlreglers verbunden ist, der Ausgang des Logikgeräts ist mit dem zweiten Eingang des Schalters verbunden, dessen zweiter Ausgang mit dem zweiten verbunden ist Eingang des ersten Summiergliedes.

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